多巡航工况的大型飞机机翼气动弹性优化方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑多巡航工况的大型飞机机翼气动弹性优化分析方法，为了使大型飞机在不同的巡航工况都具有较好的性能，提出了一种多工况气动弹性综合机翼优化框架，考虑了不同的巡航工况，对复合材料机翼开展气动弹性优化的研究，以最小机翼结构质量为目标，在气动弹性、应力与应变、强度等条件的约束下，通过遗传算法对机翼型架外形的蒙皮、腹板、凸缘等复合材料部件的铺层厚度展开设计，并根据优化结果进行了机翼型架外形设计，采用高精度CFD与CSD耦合方法分析和校验了优化结果的升阻特性。性。性。

【技术实现步骤摘要】
多巡航工况的大型飞机机翼气动弹性优化方法


[0001]本专利技术属于飞机结构优化设计
，更特别地说，是指一种考虑多巡航工况的大型飞机机翼气动弹性优化分析方法。

技术介绍

[0002]大型飞机在实际飞行过程中，飞机的飞行状态是不断变化的，燃油消耗使得飞行器质量不断减轻，载荷变化使得飞机气动外形产生变化，为保证巡航速度和高度不变，推力和迎角也需不断变化。目前常见的机翼结构设计方法得到的型架外形，没有考虑整个巡航过程中不同巡航工况的气动载荷差异，在实际飞行过程中其真实外形不能很好的贴近设计巡航外形。此外，考虑大型飞机真实飞行任务中的飞行剖面，对大型飞机设计十分重要。详细分析全飞行剖面多个飞行状态能更准确地对其整体性能进行优化设计，可以使大型飞机在一定的马赫数与升力系数范围内都具有较好的性能。
[0003]作者王远达于2019年1月第1版出版的《飞机结构与系统》，在“第二节机翼受力与结构特点”中公开了机翼基本组成及承受的外载荷，如图1所示。星载计算机也称星务计算机，负责星上数据与程序的存储、处理以及各分系统的协调管理。
[0004本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种多巡航工况的大型飞机机翼气动弹性优化方法，其特征在于有下列步骤：第一步，多巡航工况结构参数优化；通过多巡航工况结构参数优化模块，读入初始气动数据、结构数据，选定飞机若干巡航工况，准备相应的优化计算文件，分别对每个个体的不同工况进行静气动弹性响应与操纵效率分析以及颤振分析，利用线性加权遗传算法计算各个工况的适应度，以对群体进行评估，经过迭代之后得到优化机翼结构模型；第二步，机翼型架外形设计；机翼型架外形设计是将第一步所得优化后的机翼结构模型和设计巡航外形作为初始数据读入，基于同时考虑扭转角和弯曲变形的双变量迭代修正的型架外形设计方法，进行机翼型架外形设计，设计出与之对应的机翼型架外形；第三步，采用CFD与CSD耦合的静气动弹性计算；通过CFD与CSD耦合静气动弹性计算模块，将多巡航工况结构优化模块所得优化后的结构模型和型架设计模块所得设计型架外形作为初始数据读入，进行CFD与CSD耦合分析，得到静气动弹性平衡后升阻力系数；至此完成考虑多巡航工况的大型飞机气动弹性优化分析方法；步骤101，多巡航工况参数初始化；在步骤101中涉及的所有设计变量组成一个个体，记为IND；步骤102，利用遗传算法随机生成初代群体；利用遗传算法对步骤101中的所有个体进行处理，生成初代群体CSD，且CSD＝{IND1,IND2,
…
,IND
Q
}；IND1表示第一个个体；IND2表示第二个个体；IND
Q
表示最后一个个体；下角标Q表示个体总数；步骤103，判断是否选择多巡航工况优化；将初代群体CSD＝{IND1,IND2,
…
,IND
Q
}信息写入结构优化文件中，判断是否选择多巡航工况优化；步骤104，利用遗传算法随机生成初代群体；如果步骤103选择“是”，则分别对每个个体的不同工况进行静气动弹性响应与操纵效率分析以及颤振分析，根据各个个体的目标函数、设计变量和约束条件的满足情况，利用线性加权遗传算法计算各个工况的适应度，以对群体进行评估；如果步骤103选择“否”，则对每个个体的单个工况进行静气动弹性响应与操纵效率分析以及颤振分析，根据各个个体的目标函数、设计变量和约束条件的满足情况，利用遗传算法计算其适应度，对群体进行评估；优化理论可以用如下方程简要概括：当满足条件式(1)和条件(2)时，使得目标函数F(v)取得最小值；即：g
j
(v)≤0(j＝1,
…
,n
c
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)(v
k
)
lower
≤v
k
≤(v
k
)
upper
(k＝1,
…
,n
d
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)式中：g
j
(v)为约束指标相关函数，下角标j表示约束序号，v为设计变量，n
c
为约束的总个数；v
k
表示第k个设计变量，(v
k
)
lower
为设计变量下界，(v
k
)
upper
为设计变量上界，下角标k
表示设计变量序号，n
d
为设计变量的总个数；目标函数F(v)在气动弹性设计问题中，一般为质量，即求满足条件的设计变量v
k
的集合，使得结构的总质量最小；约束条件一般为颤振速度、副翼效率、结构变形、应力等静气弹和动气弹约束指标，通过式(1)进行约束；每个设计变量的上下限则通过式(2)进行约束；单巡航工况下个体的适应度函数可用如下公式表示：F
SC
(v)＝a
·
F
o
(v)+F
r
(v)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)式中：F
SC
(v)表示单巡航工况个体适应度；a表示权重系数；F
o
(v)表示目标函数的适应度；F
r
(v)表示约束条件的适应度；对个体在各个巡航工况下优化之后的适应度进行线性加权，得到多巡航工况情况下的平均适应度F
MC
(v)；(v)；其中F
MC
(v)表示多巡航工况情况下的平均适应度函数，N表示参与优化的巡航工况总数，m表示参与优化的巡航工况的标识号，c
m
表示个体在第m个巡航工况下的适应度权重，且满足关系式(5)，F
SC,m
(v)表示个体在第...

【专利技术属性】
技术研发人员：万志强，李旭阳，杨超，王晓喆，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：