客機(jī)機(jī)翼環(huán)量分布?xì)鈩咏Y(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)論文

　　本文使用一種基于NAND(Nestedanalsisanddesign)的一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)方法構(gòu)建機(jī)翼多學(xué)科優(yōu)化平臺[10,11]。這種方法將各個學(xué)科的分析模型集成在一起形成系統(tǒng)級分析模型,然后將系統(tǒng)級分析模型作為優(yōu)化環(huán)節(jié)中的分析模型。因此,這種優(yōu)化框架對于本文研究所采用的氣動、結(jié)構(gòu)學(xué)科的快速求解方法,有較好的適應(yīng)性。本文將航程做為最終系統(tǒng)級考量依據(jù),通過探討全局最優(yōu)條件下的機(jī)翼環(huán)量分布。研究在巡航速度0.78ma下的單通道支線客機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)中的氣動設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)重量的關(guān)系。找到一種合理的環(huán)量分布,為其它型號民機(jī)研究提供設(shè)計(jì)參考。

　　研究方法

　　1.優(yōu)化框架

　　本文主要針對環(huán)量分布進(jìn)行研究。因此,采用了一套簡單,快速的求解方法。將目標(biāo)機(jī)型的巡航段航程作為設(shè)計(jì)目標(biāo)。通過將一個多目標(biāo)問題近似轉(zhuǎn)化為一個求解航程的單目標(biāo)問題,建立優(yōu)化系統(tǒng),從而在眾多非劣解中找到一個氣動和結(jié)構(gòu)的最優(yōu)分配比例。本文優(yōu)化框架中求解模塊主要由氣動和結(jié)構(gòu)兩部分,并通過環(huán)量分布串行連接組成。優(yōu)化框架見圖1:在系統(tǒng)級的航程評估中,本文考慮民機(jī)實(shí)際飛行狀況:民航飛機(jī)較多采用固定飛行馬赫數(shù)和階梯爬升相結(jié)合的方法進(jìn)行巡航。本文采用一種固定飛行馬赫數(shù),改變巡航高度的簡化航跡進(jìn)行計(jì)算評估。航程由公式1計(jì)算得到(略):式中0m與1m分別為巡航段開始與結(jié)束時的全機(jī)重量;K為升阻比;V為巡航速度;為燃油效率。n.hq為發(fā)動機(jī)比油耗,表示每產(chǎn)生1blf推力在1小時內(nèi)所消耗的燃油量;圖2為NG34發(fā)動機(jī)燃油消耗曲線。本文為保證氣動學(xué)科計(jì)算時升力系數(shù)不變,將機(jī)翼重量的減少量增加至燃油重量。最后,以系統(tǒng)級計(jì)算得到的航程為依據(jù),將氣動與結(jié)構(gòu)的學(xué)科設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行評估。在參數(shù)化方面,根據(jù)超臨界機(jī)翼的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),分別在機(jī)翼展向布置了8個剖面控制翼型,翼型參數(shù)化方法采用CST參數(shù)化方法[12],上下剖面各5個設(shè)計(jì)變量。另外,還有8個設(shè)計(jì)變量分別控制各個剖面的扭轉(zhuǎn)角。機(jī)翼則由這8個剖面插值得到。見圖3。針對本文研究特點(diǎn),在優(yōu)化算法方面為解決氣動與結(jié)構(gòu)兩個學(xué)科在優(yōu)化框架中的輸出結(jié)果量級差距較大的問題,采用了一種改進(jìn)型的多目標(biāo)粒子群算法(FMPSO)[13]這種粒子群算法克服了傳統(tǒng)多目標(biāo)粒子群在計(jì)算時容易導(dǎo)致由于兩個目標(biāo)函數(shù)不在同一個量級上而導(dǎo)致的適應(yīng)函數(shù)偏向性問題。

　　2.阻力計(jì)算方

　　法本文主要研究目標(biāo)是民機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)時的最優(yōu)環(huán)量分布。為了確保研究結(jié)果的嚴(yán)謹(jǐn)性,需要保證在設(shè)計(jì)過程中,阻力的變化量均由環(huán)量變化而引起的誘導(dǎo)阻力變化為主。然而,在減阻過程中,機(jī)翼阻力的構(gòu)成主要有誘導(dǎo)阻力、摩擦阻力、激波阻力三部分組成。其中摩擦阻力由于本文的機(jī)翼平面參數(shù)已經(jīng)確定,浸潤面積基本不變,所以基本不變。另外,激波阻力取決于機(jī)翼相關(guān)翼型的設(shè)計(jì)。按照設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),對于現(xiàn)代單通道大展弦比跨聲速(0.78ma)民用飛機(jī),在巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)附近,飛機(jī)一般不會有分離和強(qiáng)激波產(chǎn)生。

　　因此,在機(jī)翼環(huán)量分布變化時,通過對剖面翼型進(jìn)行相應(yīng)微調(diào),是可以保證機(jī)翼上表面無激波或僅有弱激波產(chǎn)生的[14]。因此,為了減少計(jì)算量,在研究過程中引入一個假設(shè):假定在優(yōu)化中激波阻力為固定小量,不隨扭轉(zhuǎn)角變化而改變。從而確保飛機(jī)阻力的變化僅由機(jī)翼環(huán)量分布變化引起。本文通過公式2計(jì)算激波阻力。其中:TU為當(dāng)無窮遠(yuǎn)初溫度與來流速度;SS為激波處熵的變化量;為當(dāng)?shù)孛芏?V為當(dāng)?shù)厮俣仁噶�。在總阻力中減去所求激波阻力,通過疊加修正量的方法得到最終的全機(jī)阻力。從而確保阻力變化量均為機(jī)翼環(huán)量分布變化帶來的誘導(dǎo)阻力變化。

　　3.重量計(jì)算方法

　　機(jī)翼重量估算采用改進(jìn)的工程梁計(jì)算方法。傳統(tǒng)工程梁方法在估算機(jī)翼重量時,展向氣動載荷通過假設(shè)確定。本文重量求解基于氣動力計(jì)算的環(huán)量分布,利用全速勢方程加粘性修正的氣動力求解器進(jìn)行氣動力求解,將計(jì)算得到的環(huán)量分布與工程梁理論相結(jié)合,得到機(jī)翼重量。本文計(jì)算機(jī)翼重量時考慮的載荷除了氣動載荷外還考慮了機(jī)翼自重載荷、燃油載荷、發(fā)動機(jī)重量載荷、起落架載荷。另外還參照CCAR25部中相關(guān)突風(fēng)載荷要求計(jì)算了目標(biāo)民機(jī)的突風(fēng)過載。

　　其中各截面的彎矩分布如圖4。另外,考慮起落架附加受力,針對起落架對翼根的附加載荷,通過式3計(jì)算起落架附加彎矩。其中K1、K2分別為起落架載荷因子和降落時的沖擊過載系數(shù)。MTOW為全機(jī)起飛總重,U/CY為起落架支點(diǎn)到翼身連接處的距離。本文將中央翼盒簡化為盒式結(jié)構(gòu),利用經(jīng)典材料力學(xué)理論,求解彎矩以及翼盒各個截面所受最大應(yīng)力。通過材料特性得到翼盒基礎(chǔ)重量。參照文獻(xiàn)[15]得到表1的重量數(shù)據(jù),并按照表1的重量數(shù)據(jù)對機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量和機(jī)翼總重關(guān)系進(jìn)行擬合,進(jìn)而得到公式4從而計(jì)算得到最終機(jī)翼重量。其中Wwing為機(jī)翼總重,Wstructural為機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量。

　　研究分析

　　1.算例描述

　　本文以中短程大展弦比單通道客機(jī)為研究對象,進(jìn)行機(jī)翼環(huán)量分布研究。該機(jī)全經(jīng)濟(jì)艙布置為120座。設(shè)計(jì)航程1800海里。優(yōu)化狀態(tài)為0.78ma,11km高度情況下,具體參數(shù)如表2:

　　2.分析與討論

　　本文先后以航程最遠(yuǎn)、阻力最小、重量最小為設(shè)計(jì)目標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化。優(yōu)化過程中,通過改變機(jī)翼上的9個控制剖面扭轉(zhuǎn)角對環(huán)量分布進(jìn)行控制擾動。設(shè)計(jì)約束:保證升力系數(shù)與機(jī)翼的展向厚度分布。采用上述阻力計(jì)算方法,將激波阻力的影響在阻力中剔除,保證研究對環(huán)量分布的針對性。在三維翼身組合體的基礎(chǔ)上進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。得到優(yōu)化結(jié)果如下表,其中OPT為優(yōu)化得到的航程最遠(yuǎn)點(diǎn);CDMIN為優(yōu)化目標(biāo)阻力最小點(diǎn);WINGMIN為機(jī)翼重量最小點(diǎn):通過表中數(shù)據(jù)可以看出優(yōu)化得到的航程最遠(yuǎn)的環(huán)量分布與阻力最小的橢圓形環(huán)量分布相比,阻力系數(shù)大了8counts,但是阻力的增加并沒有帶來航程的減小,航程反而增加了將近100km(由于結(jié)構(gòu)重量下降)。為了進(jìn)一步研究結(jié)構(gòu)重量與氣動間的關(guān)系與影響,本文對各種環(huán)量分布進(jìn)行了相應(yīng)的研究。分別提取了計(jì)算結(jié)果中重量最小點(diǎn)、阻力最小點(diǎn),航程最遠(yuǎn)點(diǎn)環(huán)量分布并進(jìn)行對比如圖5:由圖中環(huán)量分布對比可以看出,重量最小環(huán)量分布接近三角形分布。航程最遠(yuǎn)升環(huán)量分布的壓心在三角形環(huán)量分布與橢圓形環(huán)量分部之間。由誘導(dǎo)阻力計(jì)算公式推導(dǎo)可知,橢圓形環(huán)量分布的機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小。因此,阻力最小環(huán)量分布理論上與橢圓形環(huán)量分布相吻合。圖6為計(jì)算得到的阻力最小點(diǎn)環(huán)量分布與標(biāo)準(zhǔn)橢圓形環(huán)量分布對比結(jié)果,可以看出計(jì)算結(jié)果中誘導(dǎo)阻力最小的環(huán)量分布與推導(dǎo)得到的橢圓型環(huán)量分布基本吻通常,在氣動設(shè)計(jì)中保證環(huán)量分布為橢圓形環(huán)量分布是氣動力設(shè)計(jì)減阻的主要方法之一。

　　但從本文的計(jì)算結(jié)果來看,總體最優(yōu)的環(huán)量分布與橢圓形環(huán)量分布并不相同。圖7為橢圓形環(huán)量分布和優(yōu)化得到的航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布的對比�？梢钥闯�,阻力最小并不代表航程最遠(yuǎn)、經(jīng)濟(jì)性最高。航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布在外翼段的環(huán)量大小比橢圓形環(huán)量明顯降低,內(nèi)翼段環(huán)量有所上升。為了進(jìn)一步研究重量與誘導(dǎo)阻力的關(guān)系。本文對重量和阻力之間的關(guān)系進(jìn)行進(jìn)一步研究。通過多目標(biāo)優(yōu)化算法以重量最小和阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),得到了一組關(guān)于阻力和機(jī)翼重量的Pareto前沿圖,通過圖8可以看出誘導(dǎo)阻力和機(jī)翼重量間的相互關(guān)系。如圖,在非劣解情況下Pareto前沿呈現(xiàn)出機(jī)翼重量隨誘導(dǎo)阻力減小而增加的趨勢。因此,在機(jī)翼設(shè)計(jì)中如果僅追求阻力最小是不能兼顧到飛機(jī)總體性能的,誘導(dǎo)阻力的減小帶來的氣動優(yōu)勢勢必會影響到結(jié)構(gòu)重量。如何在氣動和結(jié)構(gòu)兩個學(xué)科中進(jìn)行取舍是一個非常重要的問題。綜上,飛機(jī)設(shè)計(jì)中并不能僅從單一學(xué)科的角度出發(fā),機(jī)翼設(shè)計(jì)中不能一味追求高升阻比而忽略其它因素�？梢酝ㄟ^明確設(shè)計(jì)目標(biāo)如航程最遠(yuǎn)等的方法在重量與氣動兩個學(xué)科中進(jìn)行取舍。本文中研究是假設(shè)激波阻力保持不變的情況下針對誘導(dǎo)阻力變化而進(jìn)行研究�？梢钥闯�,如果不考慮激波阻力的影響,橢圓形環(huán)量分布誘導(dǎo)阻力最小升阻比最大。但這樣的分布并不利于全機(jī)的經(jīng)濟(jì)性。所以,在設(shè)計(jì)中需要適當(dāng)?shù)膶�環(huán)量分布的壓心相機(jī)翼內(nèi)側(cè)移動,兼顧結(jié)構(gòu)重量的影響。

　　3.驗(yàn)證算例

　　為了驗(yàn)證上述規(guī)律在考慮激波阻力情況下的適應(yīng)性,本文針對橢圓形環(huán)量分布和航程最遠(yuǎn)的環(huán)量分布針對翼型進(jìn)一步進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。控制機(jī)翼剖面8個,每個截面設(shè)計(jì)變量10個,通過上文所述CST參數(shù)化方法進(jìn)行機(jī)翼參數(shù)化設(shè)計(jì)。一共設(shè)計(jì)變量80個。本文分別優(yōu)化了誘導(dǎo)阻力最小和航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布下的控制剖面翼型。其中,優(yōu)化目標(biāo)分別是阻力最小和航程最遠(yuǎn)。得到最計(jì)算結(jié)果如下表4;其中OPT以航程最遠(yuǎn)為優(yōu)化目標(biāo)的計(jì)算結(jié)果;CDMIN為以阻力最小為目標(biāo)函數(shù)的優(yōu)化結(jié)果。其中OPT為優(yōu)化得到的航程最遠(yuǎn)點(diǎn);CDMIN為優(yōu)化目標(biāo)阻力最小點(diǎn);從優(yōu)化結(jié)果可以看出在機(jī)翼設(shè)計(jì)中,通過航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布優(yōu)化翼型得到的機(jī)翼確實(shí)比阻力最小的橢圓形環(huán)量分布在經(jīng)濟(jì)性上占優(yōu)。而且可以看出航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布下的激波阻力比橢圓形環(huán)量分布有優(yōu)勢。分別繪制按照橢圓形環(huán)量分布與航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布設(shè)計(jì)機(jī)翼的上表面壓力分布,見圖9和圖10并進(jìn)行對比。從對比可以看出,在翼尖處橢圓形環(huán)量分布雖然誘導(dǎo)阻力較小,但是在機(jī)翼上表面出現(xiàn)一道激波。進(jìn)一步提取兩副機(jī)翼的展向升力系數(shù)分布進(jìn)行對比。從圖11中可以看出在機(jī)翼翼尖附近的翼型升力系數(shù),橢圓形環(huán)量分布較航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布相比要大很多。這樣的結(jié)果會導(dǎo)致在橢圓形環(huán)量分布機(jī)翼翼尖處為保證較高升力系數(shù),截面壓力分布的屋頂平臺區(qū)會相對航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布需要有所提高。進(jìn)而容易導(dǎo)致激波強(qiáng)度的增大。為了進(jìn)一步驗(yàn)證上述結(jié)論,本文在機(jī)翼上分別截取展向展位13%、34%、58.75%、87%處剖面壓力系數(shù)分布進(jìn)行了對比如圖12。

　　通過壓力分布可以看出最遠(yuǎn)航程的壓力分布在靠近翼翼根處較橢圓形環(huán)量分布大,隨著展向位置向外移動,所需升力系數(shù)下降。在沿展向87%的位置壓力分布對比可以看出,按照橢圓形環(huán)量分布設(shè)計(jì)的機(jī)翼出現(xiàn)了明顯的激波。相反,按照航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布設(shè)計(jì)的機(jī)翼由于要求的當(dāng)?shù)厣�力系�?shù)較低沒有出現(xiàn)激波。通過這組機(jī)翼設(shè)計(jì)可以看出雖然橢圓形環(huán)量分布在僅考慮誘導(dǎo)阻力情況下阻力最優(yōu),但在實(shí)際設(shè)計(jì)中,這樣的環(huán)量分布對翼尖要求升力系數(shù)大,較航程最遠(yuǎn)環(huán)量分布相比更容易產(chǎn)生激波,對設(shè)計(jì)的要求反而更高。另外,對于高速民機(jī)來說,一般機(jī)翼都會有一定后掠角,所以機(jī)翼展向受力的壓心向內(nèi)側(cè)移動會導(dǎo)致氣動中心前移。這樣的設(shè)計(jì)對力矩也會有所改善。

　　本文中重量的減輕量主要由機(jī)翼減重得到,并沒有考慮機(jī)翼重量減輕所帶來的機(jī)身等部件的重量下降。在實(shí)際設(shè)計(jì)中重量對航程和經(jīng)濟(jì)性的影響會更大。因此,在實(shí)際機(jī)翼氣動力設(shè)計(jì)過程中考慮結(jié)構(gòu)重量很有必要�？梢栽谠O(shè)計(jì)過程中適當(dāng)?shù)膶⒄瓜驓鈩訅盒膬?nèi)移,降低翼尖升力系數(shù)。不能單純追求橢圓形環(huán)量分布帶來的誘導(dǎo)阻力下降。

　　結(jié)論

　　本文通過建立一個基于NAND的多學(xué)科優(yōu)化系統(tǒng),以航程為最終優(yōu)化目標(biāo),結(jié)合氣動與結(jié)構(gòu)重量兩個學(xué)科,完成了針對單通道民用支線客機(jī)的環(huán)量分布的研究,最終得到結(jié)論如下:

　　1)在機(jī)翼設(shè)計(jì)中不能單考慮機(jī)翼的氣動性能,考慮氣動收益與重量學(xué)科間的綜合因素也有很大的必要性。2)通過對機(jī)翼的氣動結(jié)構(gòu)一體化研究發(fā)現(xiàn):雖然從氣動角度考慮橢圓形環(huán)量分布有最小的誘導(dǎo)阻力,但是這樣的環(huán)量分布并不利于機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量。如果將橢圓形環(huán)量分布作為機(jī)翼設(shè)計(jì)方向進(jìn)行減阻,隨之帶來的結(jié)構(gòu)重量上升反可能引起飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性的下降。3)在機(jī)翼設(shè)計(jì)過程中,針對設(shè)計(jì)點(diǎn)要求適當(dāng)?shù)膶�機(jī)翼上沿展向的氣動壓心內(nèi)移。不僅有利于結(jié)構(gòu)減重;而且由于機(jī)翼后掠,氣動壓心內(nèi)移會對力矩特性會有一定改善,有利于減小平尾的配平阻力。另外,這樣的環(huán)量分布還會使翼尖處當(dāng)?shù)剌d荷降低,從而引起翼尖處剖面翼型所需升力系數(shù)下降。這樣,氣動壓心合理內(nèi)移對消除翼尖處的激波,減小激波阻力也會有所幫助。(本文圖、表略)