面向總體設(shè)計的大型客機(jī)氣動快速估算方法及軟件開發(fā)

曹君偉

摘要：大型飛機(jī)是國家飛機(jī)設(shè)計水平和制造技術(shù)的一個重要指標(biāo)，大型客機(jī)和貨機(jī)所代表的大型飛機(jī)在軍事和經(jīng)濟(jì)方面發(fā)揮著非常重要的作用。中國航運業(yè)必須發(fā)展，沒有大型飛機(jī)，中國軍事力量是無法提升的;與此同時，大型飛機(jī)涉及許多行業(yè)，大型飛機(jī)項目可能導(dǎo)致其他行業(yè)的發(fā)展，如材料、冶金和電子。中國應(yīng)該集中精力發(fā)展自己的航空業(yè)盡管中國近年來在航空業(yè)取得了顯著成就，但在技術(shù)和市場競爭力方面仍與歐美存在一定差距。航空動力學(xué)特性分析是飛機(jī)開發(fā)過程中的一個非常重要的組成部分。計算空氣動力特性的不同方法各有特點。合理使用適合不同設(shè)計階段的計算方法，可以迅速獲得滿足設(shè)計階段需要的空氣動力特性，提高飛機(jī)設(shè)計效率，促進(jìn)我國大型飛機(jī)的發(fā)展。在此基礎(chǔ)上，本文研究了大型客機(jī)空氣動力學(xué)快速估算方法和綜合設(shè)計軟件的開發(fā)，以供參考。

關(guān)鍵詞：面向總體設(shè)計;大型客機(jī);氣動快速估算方法;軟件開發(fā)

引言

在現(xiàn)代大型客機(jī)設(shè)計中，發(fā)動機(jī)與機(jī)翼之間的相互干擾對評估和改善飛機(jī)氣動特性至關(guān)重要，動力效應(yīng)不僅造成機(jī)翼升力損失、激波增強(qiáng)，還可能造成抬頭力矩增加、安定度減小。包括波音、空客等在內(nèi)的國內(nèi)外飛機(jī)設(shè)計單位在進(jìn)行新型客機(jī)的研發(fā)過程中，均開展了大量的研究工作，其研究主要集中在發(fā)動機(jī)噴流對機(jī)翼的壓力分布干擾，阻力的影響等，對由發(fā)動機(jī)動力引起的俯仰力矩特性影響研究鮮見。計算流體力學(xué)（CFD）、風(fēng)洞試驗和理論分析共同構(gòu)成了飛行器氣動分析的三大手段。然而，由于發(fā)動機(jī)內(nèi)部進(jìn)氣、燃燒和噴氣等過程十分復(fù)雜，通過試驗手段開展發(fā)動機(jī)與機(jī)體之間干擾的研究成本較高，而且周期較長。隨著計算機(jī)計算能力的顯著提升和數(shù)值方法的快速發(fā)展，利用CFD模擬發(fā)動機(jī)進(jìn)/排氣氣動干擾問題成為目前最有效手段之一。

1飛機(jī)設(shè)計流程

簡而言之，飛機(jī)設(shè)計過程是指設(shè)計者在具備足夠技術(shù)儲備的情況下制定符合設(shè)計要求的設(shè)計計劃，并在不斷改進(jìn)和修改后形成最終計劃和設(shè)計符合要求的飛機(jī)的過程。在制造原型之前，飛機(jī)的設(shè)計通常包括三個階段，即概念設(shè)計、初步設(shè)計和詳細(xì)設(shè)計，視工作內(nèi)容而定。（1）設(shè)計。根據(jù)飛機(jī)設(shè)計要求初步設(shè)計和制定一項或多項飛機(jī)設(shè)計計劃，確定外形布局和一般參數(shù)。這是一個從零到是的過程。（2）初步設(shè)計。其主要目的是完善和補(bǔ)充設(shè)計計劃，包括平面分析和參數(shù)優(yōu)化，從而使設(shè)計計劃更加清晰和準(zhǔn)確，并有助于制定全面的設(shè)計計劃。（3）詳細(xì)設(shè)計。主要目的是完善總體設(shè)計和完成詳細(xì)的結(jié)構(gòu)設(shè)計，包括部件設(shè)計和零組件設(shè)計。從概念設(shè)計到初始設(shè)計，也稱為一般設(shè)計，這一階段是飛機(jī)設(shè)計的重要階段，即導(dǎo)入設(shè)計要求，支持飛機(jī)的整體分析技術(shù)，以及導(dǎo)出最優(yōu)的整體解決方案。

2網(wǎng)格劃分方法

流體控制方程離散解的一個非常重要的部分是拆分求解區(qū)域網(wǎng)格，正確的設(shè)計和高質(zhì)量的計算網(wǎng)格生成是計算流場值的前提條件?？紤]到模型造型的復(fù)雜性以及生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格所涉及的大量工作量，我們使用了非結(jié)構(gòu)粘性網(wǎng)格來分割流場的計算區(qū)域。飛機(jī)表面被三角網(wǎng)格分割，在靠近機(jī)體壁表面的空間中生成立體的附著層網(wǎng)格，具有較高的拉伸比，以準(zhǔn)確捕獲附著層的流動信息，并且附著層外部填充有四面體在流場變化很大或流體變化梯度很大的地方，如機(jī)翼前緣、機(jī)翼機(jī)身連接、機(jī)身連接、懸架和膠囊之間的連接處，曲面網(wǎng)格和空間物體網(wǎng)格均進(jìn)行了正確的局部加密。這種非結(jié)構(gòu)粘性網(wǎng)格方法可以分割流場的計算區(qū)域，同時確保復(fù)雜形狀的準(zhǔn)確性和易處理性，以及速度和工作量的降低。

3軟件開發(fā)

主要功能層主要包含與空氣動力特性快速估算工具計算有關(guān)的主要模塊，分別確定飛行條件模塊、飛機(jī)外觀輸入模塊、基本計算模塊（即整個設(shè)備的基本特性和估算方法 空氣孔數(shù)據(jù)的比較分析及數(shù)據(jù)管理和接口模塊。根據(jù)飛機(jī)外形參數(shù)、飛行條件配置模塊輸入基地飛行條件、飛機(jī)外形輸入模塊以及在其他模塊接口中手動生成或讀取單個數(shù)據(jù)文件的參數(shù)，本軟件對所有部件的空氣動力特性進(jìn)行快速計算，例如，在指定的條件下。由于軟件是分層設(shè)計的，因此所有功能模塊都是完全獨立的，每個模塊都可以單獨計算。此外，該軟件還可以對讀取的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)和氣動工程估算進(jìn)行比較分析，以便向用戶清楚地表明現(xiàn)有模型的試驗數(shù)據(jù)與工程估算之間的差異。數(shù)據(jù)層主要包括理論數(shù)據(jù)庫、估計數(shù)據(jù)和吹料試驗數(shù)據(jù)。其中，理論數(shù)據(jù)庫中的理論和公式用于基礎(chǔ)功能層的相關(guān)計算;估計結(jié)果數(shù)據(jù)模塊將用戶界面輸入的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為中央功能層的輸入數(shù)據(jù);您也可以將基礎(chǔ)功能層計算結(jié)果匯入界面，以形成圖形或產(chǎn)生相應(yīng)的結(jié)果檔案，以便于檢視計算結(jié)果。吹料試驗數(shù)據(jù)庫載有吹料試驗的結(jié)果，用于與基本功能模塊計算的估計數(shù)進(jìn)行比較分析。

4氣動數(shù)據(jù)庫的實現(xiàn)

航空數(shù)據(jù)庫是一般航空數(shù)據(jù)庫中最重要的組成部分。飛機(jī)設(shè)計需要大量的實驗數(shù)據(jù)和CFD計算。這些文件包括數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)、曲線、圖像、照片、音頻和視頻文件等。有時很難保留和詢問他們。因此，有效管理這些數(shù)據(jù)是一個緊迫問題，首先是因為獲取氣動數(shù)據(jù)是一個更復(fù)雜的過程。當(dāng)前的氣動軟件分為基于線性方程（AVL）的氣動軟件、基于工程算法（DATCOM）的氣動軟件、基于Euler方程（Cart3d）的氣動軟件和基于N-S方程（Fluent）的氣動軟件。在本文介紹的氣動數(shù)據(jù)庫中，使用這些軟件計算出了一個單獨的計算示例，并將其放置在數(shù)據(jù)庫中進(jìn)行管理。第二，輪胎數(shù)據(jù)的有效管理取決于輪胎數(shù)據(jù)庫中可用的數(shù)據(jù)類型的多樣性，無論是普通的數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)還是曲線、圖像等數(shù)據(jù)類型。

5模塊優(yōu)化

客機(jī)總體參數(shù)優(yōu)化是基于多學(xué)科綜合分析模型。在整體設(shè)計階段，確定整體參數(shù)通常需要建立合理的最佳化模型，選擇適當(dāng)?shù)淖罴鸦菟惴ǎ缓笫褂枚鄠€版序達(dá)成最終解決方案。本章的主要內(nèi)容包括：（1）基于綜合評估模型的客機(jī)總體參數(shù)優(yōu)化建模，包括傳統(tǒng)優(yōu)化模型和無約束優(yōu)化模型;（2）提出一種可實現(xiàn)并行計算的新的多目標(biāo)優(yōu)化算法（子集仿真多目標(biāo)優(yōu)化算法），大大縮短了優(yōu)化時間;（3）提出客機(jī)總體參數(shù)優(yōu)化的可視化技術(shù)，實現(xiàn)參數(shù)優(yōu)化的快速建模、過程觀測和后處理結(jié)果。

5.1優(yōu)化模型

由于通過將曲面基本體程序應(yīng)用于氣動模塊來分析氣動特性需要一定的計算時間，因此需要優(yōu)化算法來優(yōu)化設(shè)計以提高計算效率。在優(yōu)化模型中，應(yīng)用子部件仿真優(yōu)化算法以優(yōu)化參數(shù)。優(yōu)化算法的基本思想是優(yōu)化問題在極端條件下可能變成低概率問題。因此，結(jié)構(gòu)可靠性研究中常用的低故障概率方法（子部件仿真方法）可以引入到優(yōu)化問題中。此方法可提高it效率并支持并行計算。

5.2單目標(biāo)優(yōu)化結(jié)果

中心翼的長度和外翼的外觀都小于最初的解決方案，有助于減少機(jī)體的結(jié)構(gòu)重量;優(yōu)化方案艙的高度也降低了，從而降低了中心翼的相對厚度，有助于提高空氣動力效率;發(fā)動機(jī)的最大起飛推力也有所降低，一方面有利于減少發(fā)動機(jī)重量，第二階段故障升級梯度和初始巡航高度升級率也有所降低，但仍在約束范圍內(nèi)。

結(jié)束語

鑒于上述情況，本研究的重點是分析、評估和優(yōu)化全球大規(guī)?？瓦\方案。在考慮到總體設(shè)計缺乏分析方法、單一評價標(biāo)準(zhǔn)和優(yōu)化所需時間的情況下，已初步完成了對整個客運一體化方案的分析、評價和優(yōu)化然而，仍有許多工作要做和改進(jìn)，包括：（1）在多學(xué)科分析模式框架內(nèi)深入研究學(xué)科分析方法，更新現(xiàn)有算法，開發(fā)新的模型，以便更快地進(jìn)行計算并提高分析的準(zhǔn)確性。（2）融合型客機(jī)的穩(wěn)定特性比較復(fù)雜，本文的優(yōu)化模型更好地考慮了飛機(jī)的飛行性能，并對優(yōu)化方案的穩(wěn)定特性進(jìn)行了優(yōu)化后評價。將穩(wěn)定約束加入至最佳化需要進(jìn)一步研究。此外，失穩(wěn)分析模型使用精度較低的渦旋建模工具，您可以考慮使用高級面基本體或Euler方法替換現(xiàn)有模型，以進(jìn)一步提高失穩(wěn)分析的精度。（3）目前的綜合評估模式，主要從設(shè)計者的角度考慮全球方案指標(biāo)。隨后，可將乘客和操作人員指標(biāo)納入評估系統(tǒng)，并可建立一個涵蓋需求、設(shè)計和操作的綜合評估模式，對客機(jī)的整個生命周期進(jìn)行全面評估。（4）擴(kuò)大現(xiàn)有綜合分析模型的范圍，如噪聲預(yù)測、嵌入式系統(tǒng)分析、先進(jìn)材料應(yīng)用等，取決于新技術(shù)的應(yīng)用。

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