基于多学科的飞机增升装置高低速综合优化设计方法

摘要

本发明属于飞机设计领域，为了解决现有增升装置设计过程中，机构与气动往复迭代导致的耗时长、花费高，以及难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。将起飞性能、着陆性能、巡航性能和机构重量作为优化目标，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以获得综合性能最优的构型。本发明具有的优点：优化系统兼顾驱动机构重量、满足轨迹运动学要求、满足高速巡航变弯度以及低速起飞着陆的要求。适用于多种机构形式，无需针对特定轨迹的公式，灵活度高。

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。

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：增升装置驱动机构采用四连杆机构，四连杆机构的设计参数为四连 杆机构中两个活动轴点的坐标。

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：增升装置驱动机构采用定轴旋转机构，定轴旋转机构的设计参数为 定轴点的坐标。

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：增升装置驱动机构采用连杆滑轨机构，连杆滑轨机构的设计参数为 连杆滑轨机构中两个活动轴点的坐标以及滑轨与坐标轴的夹角。

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1中，采用的参数化方法为B样条方法。

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中通过多目标优化算法得到优化目标的Pareto前沿，根据不 同飞机对性能的要求，在Pareto前沿选择综合性能最优的结果。

有益效果

本发明的优化方法兼顾了驱动机构重量轻、满足轨迹运动学要求、满足高速巡航 变弯度以及低速起飞着陆特性的要求，使其相比于现有技术具有以下几方面的优点：

由于增升装置气动性能与机构是同步优化设计的，使获得的增升装置构型可通过 轨迹实现，避免了反复设计，可以大大缩短增升装置的设计周期；

以机构重量作为优化目标，使设计出的机构满足重量轻的要求；

综合考虑高低速气动设计，适用于远程宽体类客机利用后缘襟翼实现巡航阶段变 弯度的机构设计与优化，利于减轻巡航阻力，同时保证低速起飞着陆性能；

适用于多种机构形式。机构采用三维建模软件生成，通过运动仿真生成轨迹，不 需要针对特定驱动机构的运动学公式，鲁棒性好，灵活度高，可用于巡航机翼变弯度 的定轴旋转机构形式、传统的四连杆、连杆滑轨机构等。

附图说明

图1是优化设计流程。

图2是四连杆机构简图。

图3是定轴旋转机构简图。

图4是连杆滑轨机构简图。

具体实施方式

下面结合具体实施例描述本发明：

增升装置一般是由前缘缝翼、主翼、后缘襟翼组成。目前大多数的运输类飞机前 缘缝翼采用滑轨形式的驱动机构，其运动轨迹比较简单，是典型的圆弧轨迹形式。后 缘襟翼驱动机构形式多样，其中以四连杆机构、连杆滑轨机构和定轴旋转机构应用居 多。后缘襟翼及其驱动机构设计是增升装置设计的关键部分。

本发明提出增升装置的驱动机构与气动性能同步优化方法，将起飞性能、着陆性 能、巡航性能和机构元件长度信息作为优化目标，这是因为杆件长度与机构重量密切 相关，所以采用杆件长度作为优化目标。

下面结合后缘襟翼的驱动机构对本方法进行详细说明。

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。

本实施例中根据襟翼弦长、主翼后缘位置等约束，通过B样条曲线参数化方法进 行二维增升装置的气动外形设计，获得增升装置外形,B样条可定义为：

$B_{i,k}\left(x\right)=\frac{x-t_i}{t_{i+k}-t_i}{B}_{i,k-1}\left(x\right)+\frac{t_{i+k+1}-x}{t_{i+k+1}-t_{i+1}}{B}_{i+1,k-1}\left(x\right),k>0$

并约定0/0＝0。式中k表示B样条的幂次，t为节点，下标i为B样条的序号。

B样条方法具有良好的局部支柱性质，可以通过加密曲线控制点对曲线外形进行 精细调整。

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。

本实施例中根据二维增升装置气动外形以及增升装置驱动机构的初始机构设计参 数，利用机构运动仿真软件Adams进行机构建模，得到增升装置及驱动机构的运动模 型，并获取机构元件对应的长度信息。通过运动仿真获得襟翼上任意两点所能到达的 位置，并输出这两个点的运动轨迹。利用Adams宏文件记录该过程，通过襟翼上两个 点的运动轨迹结合给定的襟翼偏角即可获取襟翼的位置。

以四连杆机构为例，其简化机构如图2所示。主要构件是由驱动杆、连杆、从动 杆组成。其中杆1为驱动杆，杆2为连杆、杆3为从动杆。驱动杆逆时针运动，可以 驱动襟翼至起飞着陆位置，驱动杆顺时针或者逆时针小角度偏转，可以使襟翼进行小 角度偏转，从而实现巡航变弯。

同样可以采用Adams进行定轴旋转机构(图3)、连杆滑轨机构(图4)等的建模 工作，通过运动仿真获取机构的运动轨迹。

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。判断襟翼在运动过程中与主翼是否发生干涉的方法为：在着陆偏角范围以内， 得到每个轨迹点对应的襟翼位置，判断其是否与主翼发生干涉。

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。

本实施例中，采用修改宏文件中机构的设计参数，调用宏文件输出新机构的运动 轨迹和机构元件的长度信息。

四连杆机构主要影响机构轨迹的设计参数为图2中的A点和B点的坐标，通过修 改宏文件中A点和B点的坐标，可以得到新的四连杆机构，进而得到新机构的运动轨 迹，以及杆件1、2、3的长度之和。

定轴旋转机构主要影响机构轨迹的设计参数为图3中的A点的坐标，通过修改宏 文件中A点的坐标，可以得到新的定轴旋转机构，进而得到新机构的运动轨迹，以及 杆件1长度之和。

连杆滑轨机构主要影响机构轨迹的设计参数为图4中的A点B点的坐标以及滑轨 偏角θ，通过修改宏文件中A点B点的坐标以及滑轨偏角θ，可以得到新的连杆滑轨 机，进而得到新机构的运动轨迹，以及杆件1、杆件2和滑轨3长度之和。

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。

优化目标中起飞构型升阻比、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。

通过上述多目标优化算法能够得到优化目标的Pareto前沿，从而可以根据不同飞 机对性能的要求，在Pareto前沿选择综合性能最优的结果。