一种飞机机翼平面参数快速优化方法与流程

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种飞机机翼平面参数快速优化方法。

背景技术：

传统的机翼平面参数优化是分专业进行的，气动专业优化得到的构型气动性能最优，重量专业优化得到的构型重量最优，但这都不能保证飞机飞行性能指标最优。现代气动力与重量的计算均需建立数字模型，复杂的数值计算需要强大的计算资源保障，且计算周期较长。面对大量的机翼构型样本量，传统优化方法显得力不从心。

技术实现要素：

本发明的目的：提出一种飞机机翼平面参数快速优化方法，采用分层优化策略，简化计算模型，合理选用计算方法，可实现以飞机气动力、重量与飞行性能指标为优化目标的跨专业机翼构型快速优化。。

本发明的技术方案：

一种飞机机翼平面参数快速优化方法，包括以下步骤：

步骤1：生成机翼构型样本；

步骤2：设定机翼约束条件；

步骤3：筛选飞机构型；

步骤4：确定优化策略并建立构型优化计算模型；

步骤5：选择优化目标参数；

步骤6：优化机翼构型。

步骤1所述的生成机翼构型样本，还包括以下步骤：

步骤1.1根据机翼平面参数展弦比ar、前缘后掠角λle与梢根比η的取值范围与步长，确定上述三个参数的样本量，分别为m、n、p；

步骤1.2在保持机翼面积的前提下，根据机翼平面参数的取值，组合生成q个机翼构型样本；

步骤1.3将无机翼飞机构型与所有机翼构型组合，生成q个飞机构型样本。

步骤1.2所述的q个机翼构型样本，q为m、n、p的乘积。

步骤2所述的优化约束条件包括：阻力发散马赫数、最小使用升阻比、最大起飞重量与最小航程。

步骤3所述的筛选机翼构型，还包括以下步骤：

步骤3.1对q个飞机构型样本进行气动力计算；

步骤3.2对q个飞机构型样本进行重量计算；

步骤3.3对q个飞机构型样本进行性能计算；

步骤3.4根据优化约束条件，判断q个飞机构型样本是否满足约束，完成构型筛选。

步骤4所述的确定优化策略并建立构型优化计算模型，

所述的优化策略为分层优化策略，首轮优化根据约束条件与优化目标，采用简化的计算模型与工程估算方法，快速筛选掉不满足要求的飞机构型样本，减少二次优化的样本量，最终优化采用精细模型与精确算法对首轮筛选后的飞机构型样本进行二次优化，二次优化采用考虑粘性的cfd数值求解，保证较高的计算精度；

所述的优化计算模型包括：

重量计算模型：

ww＝kxz0.025(wto·nymax)^0.56sref^0.65ar^0.5tr^-0.4(1+η)^0.1scz^0.1/cos(λle)

上式ww为机翼结构重量，wto为飞机起飞重量，sref为机翼参考面积，scz为机翼上的气动舵面面积，nymax为最大法向过载系数，tr为机翼根部厚度，kxz为修正系数。

首轮巡航段航程计算模型：

wmid＝w1-0.5wfule

上式中：l为巡航段航程，m为巡航马赫数、a为巡航高度音速、k为巡航升阻比、qkh为巡航燃油消耗率、w1为巡航起点飞机质量、wmid为巡航中点飞机重量、wfule为巡航消耗的燃油重量。

最终优化性能计算模型：

步骤5所述的选择优化目标参数，所述的优化目标参数为：航程、航时、气动效率与起飞重量。

步骤6所述的优化机翼构型，具体为：通过两轮优化，取性能最好飞机构型对应的机翼为最终优化构型。

本发明的有益效果：本发明提出的一种飞机机翼平面参数快速优化方法，是一种跨专业机翼平面参数快速优化方法，以飞行性能指标为最终优化目标，采用分层优化策略，简化计算模型，合理选用计算方法，有效提高优化效率，缩短优化周期，解决了传统优化方法存在的跨专业优化、优化资源需求高，优化效率低的问题。本发明提供的优化方法可实现以飞机气动效率、重量与飞行性能指标为优化目标的跨专业机翼构型快速优化。

附图说明

图1是本发明的方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的介绍，本发明所述的一种飞机机翼平面参数快速优化方法，对某型运输机机翼平面参数进行优化，包括以下步骤：

步骤1：生成机翼构型样本；

步骤1.1根据机翼平面参数展弦比ar、前缘后掠角λle与梢根比η的取值范围与步长，确定上述三个参数的样本量，分别为m、n、p，q为m、n、p的乘积；

表1某型飞机机翼平面参数

步骤1.2在保持机翼面积的前提下，根据机翼平面参数的取值，组合生成484个机翼构型样本；

步骤1.3将无机翼飞机构型与所有机翼构型组合，生成484个飞机构型样本。

步骤2：设定机翼约束条件，

1)巡航临界马赫数不小于0.78。

2)飞机最大起飞重量不大于73.5t。

3)最大起飞重量下，商载19.2t的航程不小于4900km。

步骤3：筛选飞机构型；

步骤3.1对484个飞机构型样本进行气动力计算；

步骤3.2对484个飞机构型样本进行重量计算；

步骤3.3对484个飞机构型样本进行性能计算；

步骤3.4根据优化约束条件，判断484个飞机构型样本是否满足约束，完成构型筛选。

步骤4：确定优化策略并建立构型优化计算模型；

所述的优化策略为分层优化策略，首轮优化根据约束条件与优化目标，采用简化的计算模型与工程估算方法，快速筛选掉不满足要求的飞机构型样本，减少二次优化的样本量，最终优化采用精细模型与精确算法对首轮筛选后的飞机构型样本进行二次优化，二次优化采用考虑粘性的cfd数值求解，保证较高的计算精度；

所述的优化计算模型包括：

重量计算模型：

上式ww为机翼结构重量，wto为飞机起飞重量，sref为机翼参考面积，scz为机翼上的气动舵面面积，nymax为最大法向过载系数，tr为机翼根部厚度，kxz为修正系数。

首轮巡航段航程计算模型：

wmid＝w1-0.5wfule

上式中：l为巡航段航程，m为巡航马赫数、a为巡航高度音速、k为巡航升阻比、qkh为巡航燃油消耗率、w1为巡航起点飞机质量、wmid为巡航中点飞机重量、wfule为巡航消耗的燃油重量。

最终优化性能计算模型：

步骤5选择优化目标参数，所述的优化目标参数为：航程、航时、气动效率与起飞重量。

步骤6优化机翼构型，具体为：通过两轮优化，取性能最好飞机构型对应的机翼为最终优化构型，经首轮优化筛选，484个飞机构型样本中满足优化约束条件的只剩下8个构型，对这些构型采用二轮优化模型算法，本发明具体实例如下：

1)优化目标参数为航程；

2)优化后机翼构型：机翼平面参数：展弦比9.5，前缘后掠角28度、梢根比0.28。

3)飞机优化性能数据：最大航程4917.9km、起飞重量73.49t、巡航平均使用升阻比15.6。