大型客机的多学科优化设计

飞机概念设计需平衡多学科间的矛盾,在多学科优化设计方法的气动学科中应用涡格法在Trefftz平面得到诱导阻力,采用工程估算方法得到摩阻、波阻和干扰阻力;重量学科将机翼简化为盒式结构来分析机翼蒙皮承受弯曲力矩所需要的厚度及重量,按常规设计方法,计算了起飞总重;还考虑航程、最大升力等性能学科的约束。优化方法采用遗传算法。以起飞总重为最小作为优化目标,建立了大型客机多学科优化概念设计框架和优化设计的软件。还以波音747飞机为算例进行了优化设计计算分析,验证了这一设计方法在飞机概念设计中的有效性。     

机翼重量分配方法在轻型飞机中的应用

针对目前飞机初始设计阶段的机翼重量估算公式变量较多，条件限制因素较复杂的情况，提出了一种按照机翼重量分配来估算重量的方法。把机翼重量分配到：承弯结构、承剪结构、分布气动载荷结构、起落架影响结构、前后缘结构、襟副翼机构，燃油影响结构、以及其它附属结构。此方法已经在大型飞机的机翼重量估算上取得了良好的效果。通过与一系列常用机翼重量估算公式的对比分析，并且利用已知的10种轻型飞机完成了算例，结果证明此方法有很强的适应性。     

概念设计阶段飞机起飞总重的估算

介绍了概念设计阶段飞机起飞总重估算的思路，特别是按照这种处理问题的思路提供了飞机起飞总重估算所用到的一个公式及其推演过程。公式是着眼于第三代／第四代飞机起飞总重估算建立的，当然适用于该类飞机起飞总重的估算。     

轻型通用飞机起飞总重估算方法研究

飞机的起飞总重是飞机的重要设计参数,概念设计阶段首先要做的重要工作之一就是确定飞机的起飞总重。以四人座低速活塞螺旋桨飞机为例,采用任务剖面法和商载航程法分别对起飞总重进行了估算,并对两种方法进行了修正,在此基础上,取两个计算结果的平均值作为最终的起飞总重估算值。通过与对比机型的比较,验证修正后的计算方法和结果是准确合理的,为通用飞机起飞总重的确定和选择提供了参考。     

基于工程的跨声速机翼两步优化设计方法

以跨声速机翼设计中权衡气动性能和总体设计要求的工程应用为出发点,在保证机翼结构重量和容积不变的约束下,提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略.应用神经网络和遗传算法,建立了相应的设计方法.采用两步优化方法进行跨声速机翼设计,第一步设计中,通过平面形状优化,增大机翼展弦比、减小诱导阻力是机翼气动性能改善的...     

弹性飞机跨声速机动载荷计算方法

基于跨声速非定常气动力求解的重叠场源法,开展了弹性飞机跨声速机动载荷计算方法研究,为现代飞机结构强度设计提供更加可靠和精确的临界载荷计算方法。首先通过采用重叠场源法求解关于62%根弦俯仰振荡的LANN机翼在马赫数为0.822的非定常气动力并与实验结果进行对比,验证了重叠场源法对跨声速激波效应预测和非定常气动力计算的能力;其次应用频域气动力有理近似技术拟合场源法计算得到的广义气动力系数矩阵,建立了机动载荷分析的状态空间模型;然后完成了某型民用飞机俯仰机动载荷分析,研究了俯仰机动飞行情况下飞机机体状态量及飞机部件载荷响应规律。计算结果表明：考虑机体弹性变形后,机翼和平尾气动载荷响应最大值分别减小了5.1%和10.6%,升降舵气动载荷响应最大值增大了16.2%,在飞机结构强度设计中必须考虑机体弹性效应对飞机部件载荷的影响。     

大型客机超临界机翼气动优化设计

超临界机翼在方案设计阶段要估算机翼面积并初步确定机翼平面形状.当进入详细设计阶段时,必须仔细考虑机翼的几何参数,以便得到对于规定任务的最佳平面形状和弯扭配置.机翼设计时不能和飞机的其他部件分开进行独立考虑,但是在设计的初始阶段,只需要抓住最主要的几个机翼参数,进而在后期设计中,再详细考虑飞机方案和技术之间要涉及的全部因素.     

扑翼飞行器机翼开孔对气动特性的影响研究

论述了扑翼飞行器扑动升力产生的基本原理,提出采用机翼开孔的方式获得扑动升力的方法。通过风洞试验研究了翼面开孔对机翼气动特性的影响,结果表明机翼开孔可以有效获得扑动升力,降低扑动功耗,但会损失一定的推力。采用正交实验方法对风洞实验进行设计,构建机翼气动力关于实验参量的二次响应面方程,并通过响应面方程对开孔机翼的气动特性进行评价。结果表明所设计的开孔机翼最大起飞重量与无孔机翼相当,但其低速飞行能力较好,功率消耗较少,有望实现悬停飞行。     

大中型民用飞机起飞总重估算方法研究

推导了基于发动机推力估算起飞总重和基于旅客座位数估算起飞总重的公式。通过多种大中型喷气式民用客机相关参数的统计值,建立起飞总重对相关参数的多元回归分析模型,通过显著性检验,说明模型是有效的,并据此建立了新的起飞总重估算公式。通过算例结果分析表明,新的起飞总重估算公式具有很高精度。在新机的方案设计阶段若能给定此公式所需的相关参数,可以计算得到相对合理的设计起飞总重值。     

运动突风作用下机翼-机身-尾翼亚音速非定常气动力数值计算

 本文研究了亚音速机翼-机身-尾翼复杂平面形状在运动突风作用下非定常气动特性。采用有限基本解法,在不同入射方向和倾斜角下,对不同复杂平面形状的非定常气动力进行了计算,计算结果与实验数据也较接近。     

机翼盒段结构优化分析

机翼在飞机飞行过程中产生升力,是飞机能够飞行的根本保障。翼盒是机翼的主要承力部件,承受机翼上产生的所有载荷。所以翼盒的结构设计,对机翼甚至整个飞机的影响有着至关重要的作用。好的结构设计不仅能够保证机翼产生正常的气动升力,以及机翼内系统的正常运作,而且能够充分发挥材料的性能优势,减轻结构重量。因此,结构优化设计技术开始广泛被使用。总结翼盒优化的工作,包括不同的结构布局形式,不同的气动压心位置,不同的发动机吊挂位置以及翼盒不同位置的结构尺寸优化,分析影响翼盒结构设计的因素,为机翼结构的初步设计打好基础。     

基于代理模型的大型民机机翼气动优化设计

先进的气动优化设计思想与方法，对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点，并结合代理优化算法，提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先，通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次，将所提出的方法与人工修型相结合，开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计，使其气动性能得到显著改善。最后，采用不同的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明，所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力；将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合，能够获得满足设计要求的气动外形，验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。     

机翼结构重量预测的多学科分析优化方法

为了克服现有机翼结构重量计算方法的局限性,提出一种基于多学科分析优化的机翼结构重量计算方法。以客机机翼为例,阐述整个计算流程。计算流程的关键步骤包括机翼外形和结构参数化建模、气动分析模型自动生成与外形优化、结构有限元模型的自动生成和结构优化。应用CAD软件CATIA的二次开发方法,实现机翼外形几何模型、结构布置几何模型和气动分析模型的自动生成;应用MSC.Patran的PCL编程技术,实现结构有限元模型的自动生成;应用等效刚度和等效强度方法,提高结构有限元模型自动生成的稳健性,缩短结构分析和优化的计算时间;应用多学科集成和优化技术,建立机翼结构重量预测的计算平台,实现整个计算过程的自动化。算例表明这种方法稳健、有效,可快速地分析机翼外形参数与结构重量之间的关系,分析不同展向载荷分布和不同选材方案对机翼结构重量的影响。     

三维机翼的静气动弹性特性数值模拟研究

发展了一种计算流体动力学（CFD）和计算结构动力学（CSD）的耦合计算方法,对三维机翼的静气动弹性进行了数值模拟研究。采用三维欧拉方程为控制方程基于直角网格计算气动力,并耦合结构静平衡方程进行静气动弹性数值模拟,设计了CFD/CSD耦合计算的数据交换的方式。以M6机翼作为算例,进行了机翼静气动弹性的数值模拟,计算结果表明所发展的三维机翼静气动弹性数值模拟方法是合理可行的,并可作为机翼结构优化设计和考虑结构弹性变形影响的气动外形优化设计的基础。     

飞翼式客机机翼气动/结构综合优化方法研究

针对目前在飞翼客机机翼优化过程中对气动弹性效应考虑不充分、气动/结构耦合不充分的问题,分别对飞翼客机机翼的CFD（Computational Fluid Dynamics,简称CFD）气动模型、平板气动模型和三维板杆模型进行参数化建模,开展了针对飞翼布局客机机翼的气动/结构综合优化设计的研究,搭建了一套基于Kriging模型的前瞻性设计方法,获得了机翼最优的气动外形和结构构型,在有效降低机翼结构重量的同时,显著地减少了气动阻力。在满足精度及效率的前提下,气动子学科选用亚声速偶极子格网法以及基于Euler方程的CFD方法,结构子学科选用有限元分析方法,优化算法采用遗传算法。     

翼身融合无人机外形优化设计研究

翼身融合布局无人机具有较好的升阻特性和隐身特性,拥有广泛的应用前景。为了提高无人机的续航能力,兼顾翼身融合无人机的气动特性和结构重量要求,选择无人机升阻比与全机面积作为优化目标,应用多目标优化方法研究翼身融合无人机的外形设计,提出一种针对翼身融合无人机的外形参数化优化设计方法,并进行实例验证。结果表明:外形优化可以提高无人机升阻比、减轻结构重量,从而获得合理的翼身融合无人机设计方案。     

基于神经网络的飞行器总体优化设计

针对经验公式存在的精度低、适用范围受限的缺点,采用广义回归网络代替经验公式计算气动特性,并将其嵌入到优化设计流程之中,提出了一种基于神经网络的飞行器总体优化设计方法。神经网络的训练样本输入、输出数据通过试验设计和涡格法计算得到。以高空长航时无人机为例,选取航时与机翼结构重量系数作为目标函数,应用所提出的方法进行总体优化设计。计算结果表明,提出的方法是可行的,能够满足设计要求,同时降低优化过程的复杂程度,减少迭代次数。     

Integrated optimization on aerodynamics-structure coupling and flight stability of a large airplane in preliminary design

The preliminary phase is significant during the whole design process of a large airplane because of its enormous potential in enhancing the overall performance. However, classical sequential designs can hardly adapt to modern airplanes, due to their repeated iterations, long periods, and massive computational burdens. Multidisciplinary analysis and optimization demonstrates the capability to tackle such complex design issues. In this paper, an integrated optimization method for the preliminary design of a large airplane is proposed, accounting for aerodynamics, structure, and stability. Aeroelastic responses are computed by a rapid three-dimensional flight load analysis method combining the high-order panel method and the structural elasticity correction. The flow field is determined by the viscous/inviscid iteration method, and the cruise stability is evaluated by the linear small-disturbance theory. Parametric optimization is carried out using genetic algorithm to seek the minimal weight of a simplified plate-beam wing structure in the cruise trim condition subject to aeroelastic, aerodynamic, and stability constraints, and the optimal wing geometry shape, front/rear spar positions, and structural sizes are obtained simultaneously. To reduce the computational burden of the static aeroelasticity analysis in the optimization process, the Kriging method is employed to predict aerodynamic influence coefficient matrices of different aerodynamic shapes. The multidisciplinary analyses guarantee computational accuracy and efficiency, and the integrated optimization considers the coupling effect sufficiently between different disciplines to improve the overall performance, avoiding the limitations of sequential approaches utilized currently.