[发明专利]基于多学科的飞机增升装置高低速综合优化设计方法

说明书

技术领域

本发明属于飞机设计领域，具体为一种基于多学科的飞机增升装置高低速综合优化设计方法。

背景技术

近年来，国家大力发展大型运输机，增升装置系统作为飞机的一个重要系统，对于提高飞机的安全性和经济性有着非常重要的影响。针对目前及未来的远程宽体客机，利用增升装置实现巡航阶段变弯度作为一项新技术可以实现减小阻力，降低油耗，这对増升装置设计提出了更高的要求。

目前的増升装置设计过程中，气动设计与机构设计是按照学科不同而分开进行的，而且没有考虑利用增升装置实现巡航阶段机翼变弯度。实际设计过程中，往往满足气动设计要求的增升装置构型无法通过机构实现。这样的设计方式，一方面需要在气动性能与机构可实现性之间反复设计，会延长设计周期，提高设计成本；另一方面导致为了实现良好的起飞和着陆襟翼位置，襟翼的驱动机构往往会很复杂，而且结构重量大。这种复杂又沉重的驱动机构会减小飞机的任务载荷，同时也不适用于机翼巡航变弯度。

从国内已经公开的专利来看，已经有考虑运动轨迹的增升装置优化设计方法，其主要以运动轨迹作为约束进行增升装置气动性能的单学科优化。只保证了起飞着陆位置的可实现性，而对于机构的重量等机构性能未作考虑，这样可能会导致设计出的机构重量过重而需重新设计，并没有真正意义上解决气动与机构间需要反复设计的问题。此外，目前的设计方法未考虑利用增升装置机构实现巡航阶段变弯度。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有增升装置设计过程中，机构与气动反复设计导致的耗时长、花费高，以及没有考虑利用巡航机翼变弯度提升飞机性能等缺点，提供了一种基于多学科的飞机增升装置高低速综合优化设计方法。

本发明的技术方案为：

所述一种基于多学科的飞机增升装置高低速综合优化设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：采用参数化方法进行增升装置多段翼型的气动外形设计，获得增升装置的初始外形；

步骤2：根据步骤1得到的增升装置初始外形以及增升装置驱动机构的初始机构设计参数，进行机构建模，得到增升装置及驱动机构的运动模型；通过对增升装置及驱动机构的运动模型的运动仿真得到增升装置襟翼的运动轨迹；并以本步骤得到的襟翼的运动轨迹进入步骤3；

步骤3：根据进入本步骤的襟翼的运动轨迹，计算该运动轨迹可以实现的襟翼最大偏角，若襟翼最大偏角小于要求的着陆构型偏角，则进入步骤5，否则判断襟翼在运动过程中与主翼是否发生干涉，若发生干涉，则进入步骤5，否则以进入本步骤的襟翼的运动轨迹所对应的增升装置多段翼型的参数化控制点和增升装置驱动机构的机构设计参数，以及要求的起飞构型偏角、着陆构型偏角和巡航阶段变弯偏角为一个样本点；

步骤4：将步骤3得到的样本点放入优化种群中；判断优化种群中样本点个数，当样本点个数达到个数要求时进入步骤6，否则进入步骤5；

步骤5：修改增升装置多段翼型的参数化控制点和增升装置驱动机构的机构设计参数，由修改后的参数化控制点和机构设计参数得到增升装置襟翼的运动轨迹，并以本步骤得到的襟翼的运动轨迹返回步骤3；

步骤6：采用多目标优化算法对优化种群进行优化处理，以起飞构型升阻比最大、着陆构型最大升力系数最大、巡航阶段变弯构型的升阻比最大、增升装置驱动机构中的机构杆长最小为优化目标，对增升装置多段翼型的参数化控制点、增升装置驱动机构的机构设计参数、要求的起飞构型偏角、着陆构型偏角和巡航阶段变弯偏角进行寻优；所述优化处理中，对经过多目标优化算法修改得到样本点进行判断：若修改得到样本点对应的襟翼运动轨迹可实现的襟翼最大偏角小于要求的着陆构型偏角，则剔除该修改得到的样本点，否则判断襟翼在运动过程中与主翼是否发生干涉，若发生干涉，则剔除该修改得到的样本点。

进一步的优选方案，所述一种基于多学科的飞机增升装置高低速综合优化设计方法，其特征在于：步骤6中起飞构型升阻比、着陆构型最大升力系数、巡航阶段变弯构型的升阻比通过以下过程得到：

根据增升装置多段翼型的参数化控制点和增升装置驱动机构的机构设计参数，以及要求的起飞构型偏角、着陆构型偏角和巡航阶段变弯偏角，得到对应的起飞构型、着陆构型和巡航阶段变弯构型；采用动网格方法分别建立起飞构型、着陆构型和巡航阶段变弯构型的计算网格，通过RANS方程求解起飞构型、着陆构型和巡航阶段变弯构型的气动力，得到起飞构型升阻比、着陆构型最大升力系数、巡航阶段变弯构型的升阻比。