基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛機設(shè)計領(lǐng)域，具體為一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu) 化設(shè)計方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來，國家大力發(fā)展大型運輸機，增升裝置系統(tǒng)作為飛機的一個重要系統(tǒng)，對于 提高飛機的安全性和經(jīng)濟性有著非常重要的影響。針對目前及未來的遠(yuǎn)程寬體客機，利用 增升裝置實現(xiàn)巡航階段變彎度作為一項新技術(shù)可以實現(xiàn)減小阻力，降低油耗，這對増升裝 置設(shè)計提出了更高的要求。
[0003] 目前的増升裝置設(shè)計過程中，氣動設(shè)計與機構(gòu)設(shè)計是按照學(xué)科不同而分開進(jìn)行 的，而且沒有考慮利用增升裝置實現(xiàn)巡航階段機翼變彎度。實際設(shè)計過程中，往往滿足氣動 設(shè)計要求的增升裝置構(gòu)型無法通過機構(gòu)實現(xiàn)。這樣的設(shè)計方式，一方面需要在氣動性能與 機構(gòu)可實現(xiàn)性之間反復(fù)設(shè)計，會延長設(shè)計周期，提高設(shè)計成本；另一方面導(dǎo)致為了實現(xiàn)良好 的起飛和著陸襟翼位置，襟翼的驅(qū)動機構(gòu)往往會很復(fù)雜，而且結(jié)構(gòu)重量大。這種復(fù)雜又沉重 的驅(qū)動機構(gòu)會減小飛機的任務(wù)載荷，同時也不適用于機翼巡航變彎度。
[0004] 從國內(nèi)已經(jīng)公開的專利來看，已經(jīng)有考慮運動軌跡的增升裝置優(yōu)化設(shè)計方法，其 主要以運動軌跡作為約束進(jìn)行增升裝置氣動性能的單學(xué)科優(yōu)化。只保證了起飛著陸位置的 可實現(xiàn)性，而對于機構(gòu)的重量等機構(gòu)性能未作考慮，這樣可能會導(dǎo)致設(shè)計出的機構(gòu)重量過 重而需重新設(shè)計，并沒有真正意義上解決氣動與機構(gòu)間需要反復(fù)設(shè)計的問題。此外，目前的 設(shè)計方法未考慮利用增升裝置機構(gòu)實現(xiàn)巡航階段變彎度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有增升裝置設(shè)計過程中，機構(gòu)與氣動反復(fù)設(shè)計導(dǎo)致的 耗時長、花費高，以及沒有考慮利用巡航機翼變彎度提升飛機性能等缺點，提供了一種基于 多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方法。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)方案為：
[0007] 所述一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方法，其特征在于：包 括以下步驟：
[0008] 步驟1 :采用參數(shù)化方法進(jìn)行增升裝置多段翼型的氣動外形設(shè)計，獲得增升裝置 的初始外形；
[0009] 步驟2 :根據(jù)步驟1得到的增升裝置初始外形以及增升裝置驅(qū)動機構(gòu)的初始機構(gòu) 設(shè)計參數(shù)，進(jìn)行機構(gòu)建模，得到增升裝置及驅(qū)動機構(gòu)的運動模型；通過對增升裝置及驅(qū)動機 構(gòu)的運動模型的運動仿真得到增升裝置襟翼的運動軌跡；并以本步驟得到的襟翼的運動軌 跡進(jìn)入步驟3 ;
[0010] 步驟3 :根據(jù)進(jìn)入本步驟的襟翼的運動軌跡，計算該運動軌跡可以實現(xiàn)的襟翼最 大偏角，若襟翼最大偏角小于要求的著陸構(gòu)型偏角，則進(jìn)入步驟5,否則判斷襟翼在運動過 程中與主翼是否發(fā)生干涉，若發(fā)生干涉，則進(jìn)入步驟5,否則以進(jìn)入本步驟的襟翼的運動軌 跡所對應(yīng)的增升裝置多段翼型的參數(shù)化控制點和增升裝置驅(qū)動機構(gòu)的機構(gòu)設(shè)計參數(shù)，以及 要求的起飛構(gòu)型偏角、著陸構(gòu)型偏角和巡航階段變彎偏角為一個樣本點；
[0011] 步驟4 :將步驟3得到的樣本點放入優(yōu)化種群中；判斷優(yōu)化種群中樣本點個數(shù)，當(dāng) 樣本點個數(shù)達(dá)到個數(shù)要求時進(jìn)入步驟6,否則進(jìn)入步驟5 ;
[0012] 步驟5 :修改增升裝置多段翼型的參數(shù)化控制點和增升裝置驅(qū)動機構(gòu)的機構(gòu)設(shè)計 參數(shù)，由修改后的參數(shù)化控制點和機構(gòu)設(shè)計參數(shù)得到增升裝置襟翼的運動軌跡，并以本步 驟得到的襟翼的運動軌跡返回步驟3 ;
[0013] 步驟6 :采用多目標(biāo)優(yōu)化算法對優(yōu)化種群進(jìn)行優(yōu)化處理，以起飛構(gòu)型升阻比最大、 著陸構(gòu)型最大升力系數(shù)最大、巡航階段變彎構(gòu)型的升阻比最大、增升裝置驅(qū)動機構(gòu)中的機 構(gòu)桿長最小為優(yōu)化目標(biāo)，對增升裝置多段翼型的參數(shù)化控制點、增升裝置驅(qū)動機構(gòu)的機構(gòu) 設(shè)計參數(shù)、要求的起飛構(gòu)型偏角、著陸構(gòu)型偏角和巡航階段變彎偏角進(jìn)行尋優(yōu)；所述優(yōu)化處 理中，對經(jīng)過多目標(biāo)優(yōu)化算法修改得到樣本點進(jìn)行判斷：若修改得到樣本點對應(yīng)的襟翼運 動軌跡可實現(xiàn)的襟翼最大偏角小于要求的著陸構(gòu)型偏角，則剔除該修改得到的樣本點，否 則判斷襟翼在運動過程中與主翼是否發(fā)生干涉，若發(fā)生干涉，則剔除該修改得到的樣本點。
[0014] 進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方 法，其特征在于：步驟6中起飛構(gòu)型升阻比、著陸構(gòu)型最大升力系數(shù)、巡航階段變彎構(gòu)型的 升阻比通過以下過程得到：
[0015] 根據(jù)增升裝置多段翼型的參數(shù)化控制點和增升裝置驅(qū)動機構(gòu)的機構(gòu)設(shè)計參數(shù)，以 及要求的起飛構(gòu)型偏角、著陸構(gòu)型偏角和巡航階段變彎偏角，得到對應(yīng)的起飛構(gòu)型、著陸構(gòu) 型和巡航階段變彎構(gòu)型；采用動網(wǎng)格方法分別建立起飛構(gòu)型、著陸構(gòu)型和巡航階段變彎構(gòu) 型的計算網(wǎng)格，通過RANS方程求解起飛構(gòu)型、著陸構(gòu)型和巡航階段變彎構(gòu)型的氣動力，得 到起飛構(gòu)型升阻比、著陸構(gòu)型最大升力系數(shù)、巡航階段變彎構(gòu)型的升阻比。
[0016] 進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方 法，其特征在于：增升裝置驅(qū)動機構(gòu)采用四連桿機構(gòu)，四連桿機構(gòu)的設(shè)計參數(shù)為四連桿機構(gòu) 中兩個活動軸點的坐標(biāo)。
[0017] 進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方 法，其特征在于：增升裝置驅(qū)動機構(gòu)采用定軸旋轉(zhuǎn)機構(gòu)，定軸旋轉(zhuǎn)機構(gòu)的設(shè)計參數(shù)為定軸點 的坐標(biāo)。
[0018] 進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方 法，其特征在于：增升裝置驅(qū)動機構(gòu)采用連桿滑軌機構(gòu)，連桿滑軌機構(gòu)的設(shè)計參數(shù)為連桿滑 軌機構(gòu)中兩個活動軸點的坐標(biāo)以及滑軌與坐標(biāo)軸的夾角。
[0019] 進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方 法，其特征在于：步驟1中，采用的參數(shù)化方法為B樣條方法。
[0020] 進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種基于多學(xué)科的飛機增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計方 法，其特征在于：步驟6中通過多目標(biāo)優(yōu)化算法得到優(yōu)化目標(biāo)的Pareto前沿，根據(jù)不同飛機 對性能的要求，在Pareto前沿選擇綜合性能最優(yōu)的結(jié)果。
[0021] 有益效果
[0022] 本發(fā)明的優(yōu)化方法兼顧了驅(qū)動機構(gòu)重量輕、滿足軌跡運動學(xué)要求、滿足高速巡航 變彎度以及低速起飛著陸特性的要求，使其相比于現(xiàn)有技術(shù)具有以下幾方面的優(yōu)點：
[0023]由于增升裝置氣動性能與機構(gòu)是同步優(yōu)化設(shè)計的，使獲得的增升裝置構(gòu)型可通過 軌跡實現(xiàn)，避免了反復(fù)設(shè)計，可以大大縮短增升裝置的設(shè)計周期；
[0024] 以機構(gòu)重量作為優(yōu)化目標(biāo)，使設(shè)計出的機構(gòu)滿足重量輕的要求；
[0025] 綜合考慮高低速氣動設(shè)計，適用于遠(yuǎn)程寬體類客機利用后緣襟