基于多學(xué)科的飛機(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體為一種基于多學(xué)科的飛機(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu) 化設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來(lái)，國(guó)家大力發(fā)展大型運(yùn)輸機(jī)，增升裝置系統(tǒng)作為飛機(jī)的一個(gè)重要系統(tǒng)，對(duì)于 提高飛機(jī)的安全性和經(jīng)濟(jì)性有著非常重要的影響。針對(duì)目前及未來(lái)的遠(yuǎn)程寬體客機(jī)，利用 增升裝置實(shí)現(xiàn)巡航階段變彎度作為一項(xiàng)新技術(shù)可以實(shí)現(xiàn)減小阻力，降低油耗，這對(duì)増升裝 置設(shè)計(jì)提出了更高的要求。
[0003] 目前的増升裝置設(shè)計(jì)過(guò)程中，氣動(dòng)設(shè)計(jì)與機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)是按照學(xué)科不同而分開(kāi)進(jìn)行 的，而且沒(méi)有考慮利用增升裝置實(shí)現(xiàn)巡航階段機(jī)翼變彎度。實(shí)際設(shè)計(jì)過(guò)程中，往往滿足氣動(dòng) 設(shè)計(jì)要求的增升裝置構(gòu)型無(wú)法通過(guò)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)。這樣的設(shè)計(jì)方式，一方面需要在氣動(dòng)性能與 機(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)性之間反復(fù)設(shè)計(jì)，會(huì)延長(zhǎng)設(shè)計(jì)周期，提高設(shè)計(jì)成本；另一方面導(dǎo)致為了實(shí)現(xiàn)良好 的起飛和著陸襟翼位置，襟翼的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)往往會(huì)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(dòng)機(jī)構(gòu)會(huì)減小飛機(jī)的任務(wù)載荷，同時(shí)也不適用于機(jī)翼巡航變彎度。
[0004] 從國(guó)內(nèi)已經(jīng)公開(kāi)的專利來(lái)看，已經(jīng)有考慮運(yùn)動(dòng)軌跡的增升裝置優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其 主要以運(yùn)動(dòng)軌跡作為約束進(jìn)行增升裝置氣動(dòng)性能的單學(xué)科優(yōu)化。只保證了起飛著陸位置的 可實(shí)現(xiàn)性，而對(duì)于機(jī)構(gòu)的重量等機(jī)構(gòu)性能未作考慮，這樣可能會(huì)導(dǎo)致設(shè)計(jì)出的機(jī)構(gòu)重量過(guò) 重而需重新設(shè)計(jì)，并沒(méi)有真正意義上解決氣動(dòng)與機(jī)構(gòu)間需要反復(fù)設(shè)計(jì)的問(wèn)題。此外，目前的 設(shè)計(jì)方法未考慮利用增升裝置機(jī)構(gòu)實(shí)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(jì)過(guò)程中，機(jī)構(gòu)與氣動(dòng)反復(fù)設(shè)計(jì)導(dǎo)致的 耗時(shí)長(zhǎng)、花費(fèi)高，以及沒(méi)有考慮利用巡航機(jī)翼變彎度提升飛機(jī)性能等缺點(diǎn)，提供了一種基于 多學(xué)科的飛機(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)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(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)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(dòng)外形設(shè)計(jì)，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(dòng)機(jī)構(gòu)的初始機(jī)構(gòu) 設(shè)計(jì)參數(shù)，進(jìn)行機(jī)構(gòu)建模，得到增升裝置及驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)模型；通過(guò)對(duì)增升裝置及驅(qū)動(dòng)機(jī) 構(gòu)的運(yùn)動(dòng)模型的運(yùn)動(dòng)仿真得到增升裝置襟翼的運(yùn)動(dòng)軌跡；并以本步驟得到的襟翼的運(yùn)動(dòng)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(yùn)動(dòng)軌跡，計(jì)算該運(yùn)動(dòng)軌跡可以實(shí)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(yùn)動(dòng)過(guò) 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(yùn)動(dòng)軌 跡所對(duì)應(yīng)的增升裝置多段翼型的參數(shù)化控制點(diǎn)和增升裝置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)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(gè)樣本點(diǎn)；
[0011] 步驟4 :將步驟3得到的樣本點(diǎn)放入優(yōu)化種群中；判斷優(yōu)化種群中樣本點(diǎn)個(gè)數(shù)，當(dāng) 樣本點(diǎn)個(gè)數(shù)達(dá)到個(gè)數(shù)要求時(shí)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(diǎn)和增升裝置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì) 參數(shù)，由修改后的參數(shù)化控制點(diǎn)和機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)得到增升裝置襟翼的運(yùn)動(dòng)軌跡，并以本步 驟得到的襟翼的運(yùn)動(dòng)軌跡返回步驟3 ;
[0013] 步驟6 :采用多目標(biāo)優(yōu)化算法對(duì)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(dòng)機(jī)構(gòu)中的機(jī) 構(gòu)桿長(zhǎng)最小為優(yōu)化目標(biāo)，對(duì)增升裝置多段翼型的參數(shù)化控制點(diǎn)、增升裝置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的機(jī)構(gòu) 設(shè)計(jì)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(duì)經(jīng)過(guò)多目標(biāo)優(yōu)化算法修改得到樣本點(diǎn)進(jìn)行判斷：若修改得到樣本點(diǎn)對(duì)應(yīng)的襟翼運(yùn) 動(dòng)軌跡可實(shí)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(diǎn)，否 則判斷襟翼在運(yùn)動(dòng)過(guò)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(diǎn)。
[0014] 進(jìn)一步的優(yōu)選方案，所述一種基于多學(xué)科的飛機(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)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(guò)以下過(guò)程得到：
[0015] 根據(jù)增升裝置多段翼型的參數(shù)化控制點(diǎn)和增升裝置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)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(duì)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(dòng)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(jì)算網(wǎng)格，通過(guò)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(dòng)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(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方 法，其特征在于：增升裝置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)采用四連桿機(jī)構(gòu)，四連桿機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)參數(shù)為四連桿機(jī)構(gòu) 中兩個(gè)活動(dòng)軸點(diǎn)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(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方 法，其特征在于：增升裝置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)采用定軸旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，定軸旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)參數(shù)為定軸點(diǎn) 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(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方 法，其特征在于：增升裝置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)采用連桿滑軌機(jī)構(gòu)，連桿滑軌機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)參數(shù)為連桿滑 軌機(jī)構(gòu)中兩個(gè)活動(dòng)軸點(diǎn)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(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)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(jī)增升裝置高低速綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)方 法，其特征在于：步驟6中通過(guò)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(jī) 對(duì)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(dòng)機(jī)構(gòu)重量輕、滿足軌跡運(yùn)動(dòng)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(diǎn)：
[0023]由于增升裝置氣動(dòng)性能與機(jī)構(gòu)是同步優(yōu)化設(shè)計(jì)的，使獲得的增升裝置構(gòu)型可通過(guò) 軌跡實(shí)現(xiàn)，避免了反復(fù)設(shè)計(jì)，可以大大縮短增升裝置的設(shè)計(jì)周期；
[0024] 以機(jī)構(gòu)重量作為優(yōu)化目標(biāo)，使設(shè)計(jì)出的機(jī)構(gòu)滿足重量輕的要求；
[0025] 綜合考慮高低速氣動(dòng)設(shè)計(jì)，適用于遠(yuǎn)程寬體類客機(jī)利用后緣襟