联接翼飞机气动结构一体化设计研究硕士学位论文.doc

南京航空航天大学

硕士学位论文

联接翼飞机气动/结构一体化设计研究

姓名：张晓萍

申请学位级别：硕士

专业：飞行器设计

指导教师：余雄庆

20060101

南京航空航天大学硕士学位论文

摘 要

联结翼飞机是指带上反角的后掠前翼和带下反角的前掠后翼联结成菱形框

架结构的飞机。从飞机的前视图和俯视图上看，联结的机翼框架都成菱形投影。 作为一种飞行器创新布局，其本质是气动/结构一体化的布局形式。本文主要探 讨如何应用多学科设计优化的方法研究联结翼飞机的气动/结构一体化设计问 题。

本文借鉴多学科设计优化算法中的一致性约束算法和协同优化算法，提出 了面向飞机气动/结构一体化设计的二级优化方法。这种方法将优化流程分为系 统级优化和单学科优化两个层次：系统级优化的任务是通过调整共享设计变量 和辅助设计变量，在满足一致性约束条件下，使系统目标最优；子系统的任务 是调整局部设计变量，在满足本学科的设计要求条件下，使子系统的目标最优。 通过引进一致性约束条件，实现学科之间的解耦和并行优化。在此方法中引进 代理模型的概念形成基于代理模型的二级优化方法。轻型飞机机翼设计的算法 表明，基本二级优化方法流程简单，稳定可靠；而基于代理模型的二级优化方 法全局寻优能力更强。将基于代理模型的二级优化方法应用于联结翼飞机的气 动/结构一体化设计问题，研究结果表明，这种方法有效地改进了初始设计方案， 使联结翼飞机的航程有了较大提高。

本文在多学科设计优化平台 iSIGHT 环境下实现上述轻型飞机机翼和联结翼 气动/结构一体化设计过程的自动化，节省了设计周期，提高了设计效率。

关键词： 联结翼 优化 气动设计 结构设计 飞机设计

I

联结翼飞机气动/结构一体化设计研究

Abstract

Joined-wing configuration features diamond-shapes in both the plan and front views. The front wing is aft swept with positive-dihedral angle and the rear wing is forward swept with negative dihedral angle. As an innovative aircraft configuration, its essence is the integration of aerodynamics and structure. This thesis aims at how to apply multidisciplinary design optimization methods to the integrated aerodynamic/structural design of the joined-wing aircraft.

Based on the compatibility constrained optimization and the collaborative optimization, this thesis proposes a two-level optimization approach for integrated aerodynamic/structural design of wings. In this approach, design tasks are decomposed into a system-level optimization and subsystem-level optimizations. The task of each subsystem optimization is to find the local variables to minimize or maximize objectives, subject to its local design constraints. The task of the system-level optimization is to find global (or shared) and auxiliary variables to optimize the system performances, and satisfy the consistency constraints. The consistency constraints provide a way to decouple the disciplines and make the parallel subsystem optimization possible. The surrogate-based two-level optimization is developed by use of the surrogate model in the two-level optimization. The integrated aerodynamic/structural design optimization of a simple general aviation aircraft wing demonstrates that the basic two-level optimization is simple in terms of implementation and stable in terms of computation, while the surrogate-based one has the better ability to find the global optimum. The application of the surrogate-based two-level optimization to the integrated aerodynamic/structural design of joined-wing aircraft resulted in the substantial improvement in terms of flight compared to the initial design.

The design processes are accomplished automatically using the general optimization software iSIGHT. The design cycle can be shortened with the aid of the software iSIGHT.

II

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Keywords: Joined-wing, Optimization, Aerodynamic design, Structural design, Aircraft design

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承诺书

本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下，独立

进行研究工作所取得的成果。尽我所知，除文中已经注明引用的内容

外，本学位论文的研究成果不包含任何他人享有著作权的内容。对本

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(保密的学位论文在解密后适用本承诺书)

作者签名： 日 期：

联结翼飞机气动/结构一体化设计研究

图形目录

图 1.1 联结翼飞机布局····························································································1

图 1.2 联结翼菱形框架····························································································3

图 1.3 联结翼升力的分解························································································3

图 1.4 联结翼机翼盒段····························································································3

图 1.5 联结翼与传统悬臂梁的弯矩比较 ································································3

图 1.6 联结翼与传统机翼的机翼盒段 ····································································3

图 1.7 联结翼直接升力控制····················································································4

图 1.8 联结翼直接侧力控制····················································································4

图 2.1 一致性约束算法流程图 ················································································9

图 2.2 协同优化方法的基本框架 ··········································································10

图 2.3 二级优化方法的基本框架 ··········································································12

图 2.4 基于代理模型的二级优化方法示意图 ······················································14

图 2.5 iSIGHT 图形界面结构 ················································································16

图 2.6 iSIGHT 设计过程························································································17

图 2.7 两因素五水平拉丁方设计 ··········································································18

图 2.8 弦向气动载荷分布形式 ··············································································22

图 2.9 三杆桁架 ·····································································································23

图 3.1 机翼展向气动载荷分布图 ··········································································29

图 3.2 机翼（AR=5）结构有限元模型 ································································30

图 3.3 机翼应力云图······························································································31

图 3.4 机翼位移云图······························································································32

图 3.5 机翼（AR=6.4）结构有限元模型 ·····························································32

图 3.6 系统级结构图······························································································33

图 3.7 气动子系统集成图······················································································33

图 3.8 结构子系统集成图······················································································33

图 3.9 航程 Range 迭代历程图··············································································34

图 3.10 一致性约束 C 迭代历程图 ·········································································34

图 3.11 诱导阻力系数和展弦比 AR 的关系···························································35

VI

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图 3.12 机翼重量与展弦比 AR 的关系···································································35

图 4.1 联结翼飞机气动/结构一体化设计的二级优化框架图······························38

图 4.2 联结翼布局初始方案示意图 ······································································40

图 4.3 前翼展向载荷分布图··················································································41

图 4.4 后翼展向载荷分布图··················································································41

图 4.5 联结翼布局初始设计结构方案示意图 ······················································42

图 4.6 联结翼布局初始方案结构有限元模型 ······················································43

图 4.7 联结翼前、后翼翼梁缘条 ··········································································45

图 4.8 联结翼结构应力云图··················································································46

图 4.9 联结翼梁肋应变云图··················································································46

图 4.10 联结翼上蒙皮应变云图 ··············································································47

图 4.11 联结翼下蒙皮应变云图 ··············································································47

图 4.12 联结翼结构位移图······················································································47

图 4.13 结构参数化建模示意图 ··············································································48

图 4.14 系统级集成图······························································································49

图 4.15 气动学科集成图··························································································49

图 4.16 结构学科集成图··························································································49

图 4.17 诱导阻力系数与前、后翼展长比的关系 ··················································50

图 4.18 诱导阻力系数与前翼展弦比的关系 ··························································50

图 4.19 机翼重量与前、后翼展长比的关系 ··························································51

图 4.20 机翼重量与前翼载荷系数 ad1 的关系·······················································51

图 4.21 航程 Range 迭代历程··················································································51

图 4.22 一致性约束 c1 的迭代历程 ·········································································51

图 4.23 优化后的联结翼布局方案 ··········································································53

VII

联结翼飞机气动/结构一体化设计研究

表格目录

表 3.1 某轻型飞机基本数据································································································ 26

表 3.2 机翼结构优化设计约束条件定义 ········································································· 31

表 3.3 基本二级优化方法的优化结果·············································································· 34

表 3.4 基于代理模型二级优化法的优化结果 ································································ 35

表 4.1 联结翼飞机初始方案主要参数·············································································· 36

表 4.2 联结翼布局设计参数································································································ 37

表 4.3 T300/5222 单向层压板的力学性能········································································ 44

表 4.4 等效材料的力学性能································································································ 44

表 4.5 联结翼结构优化设计约束条件定义····································································· 45

表 4.6 联结翼气动/结构一体化设计优化结果 ······························································· 52

VIII

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第一章 绪论

1.1 联结翼布局介绍

联结翼(Joined-wing)飞机是指带上反角的后掠前翼和带下反角的前掠后翼 （相当于常规单翼机的机翼和水平尾翼）联结成菱形框架结构的飞机。从飞机 的前视图和俯视图上看，联结的机翼框架都成菱形投影，而机身和垂直尾翼是 菱形框架的对角线[1]。图 1.1 为某联结翼飞机布局。

图 1.1 联结翼飞机布局

研究和试验表明，联结翼飞机在气动损失很小的情况下，减小了机翼根部

的弯矩，具有气动效率高和结构重量小的特点。但也存在展向流动大、连接处 流动复杂等问题[2]。作为一种创新布局，联结翼飞机在过去 20 年里吸引了众多 学者和机构对其进行探索和研究。

1.2 联结翼飞机的特点分析

1.2.1 气动特点

对于图 1.1 所示的联结翼布局，由于前、后机翼纵向错开并有垂直间隙， 因此具有近耦双翼布局的气动特点。同时，后翼具有前掠翼的性质，其翼根前 缘附近在迎角较小时容易分离，但随着迎角的增大，后部吸力反而升高，压力

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联结翼飞机气动/结构一体化设计研究

分布趋于均匀，而后翼前缘一直保持低压区，弥补了前翼后掠在迎角增大时容

易分离导致升力降低的不足，使联结翼布局升力线斜率大于正常的后掠布局飞 机，失速迎角推迟[ 3]。
由于独特的布局形式，联结翼飞机可以采用大展弦比的机翼，从而可以增

大升力，降低诱导阻力，提高升阻比。前后两机翼的翼尖连接在一起，构成整

体，减少了机翼翼尖的诱导阻力。

联结翼布局的后翼比常规飞机的水平尾翼面积大，因此配平效率高，配平

阻力小。

1.2.2 结构特点

联结翼的菱形框架结构布局具有不同于传统悬臂梁机翼的受力特点。如图 1.2 所示，我们把联结翼的基本结构布局看成是一个理想的菱形空间框架 ACBD。如果把观察视点放在没有变形的平面 ADB 上，从图 1.3 可以看到：
(1) 左前翼 AD 和左后翼 BD 上的升力 L 分解为平行于平面 ADB 的力 Li 和 垂直于 ADB 的力 L0 ，其中 Li 由前翼梁 AD 受拉、后翼梁 BD 受压来承受。由 于联结翼能够把部分升力转化为前、后梁轴向的力，因此它比悬臂梁更能充分 利用结构材料。

(2) L0 则由 AD、BD 受弯来承受。但此时机翼的弯曲轴线是斜置的，如图 1.4，即弯矩转动了一个角度。为了使机翼结构高效率地承担此弯矩，机翼的材 料应该布置在离轴线 x`距离最远处，也就是说材料应该集中在机翼盒段前缘的 上拐角和后缘的下拐角处。这样的布置实际上增加了结构的有效高度，而且材 料布置合理， 因此能够减轻机翼的结构重量。通过上面的分析可以看出，联结 翼的有效高度主要由翼型的弦长决定，厚度已成为次要因素。因此在联结翼上 人们广泛使用薄翼型。

(3) 联结翼的前翼和后翼相互连接在一起，前翼和后翼可简化为双支点梁， 从而可使前翼梁盒段根部所受到的弯矩大大降低，图 1.5 显示了正向阵风载荷 下的联结翼布局和传统机翼所受的弯矩。从图中可以看出联结翼翼根处的弯矩 大大减小，连接处的弯矩分布产生了变化，弯矩在连接处出现了不连续。这种 不连续主要是由后翼翼梁轴向受压引起。

(4) 联结翼独特的受力特点使得联结翼结构具有极高的强度重量比，从而 使得最优的联结翼结构占翼型弦长的比例大于传统的悬臂梁（可达 65％－75 ％），如图 1.6 所示。这样飞机就可以携带更多的燃油，增加飞机航程。

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图 1.2 联结翼菱形框架

图 1.3 联结翼升力的分解 图 1.4 联结翼机翼盒段

悬臂梁机翼

可携带燃油空间

联结翼

图 1.5 联结翼与传统悬臂梁的弯矩比较 图 1.6 联结翼与传统机翼的机翼盒段

1.2.3 其他特点

再者，联结翼前、后机翼面积大，因此其后缘都可以安装舵面(副翼和襟翼)。 如果同时操纵它们一起下偏，那么附加升力就可以使飞机垂直上升，见图 1.7

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所示；如果一起上偏，那么附加向下的升力，就使飞机垂直向下。如果差动操 纵前、后机翼的襟翼和副翼，则可以使飞机向左或向右平移，如图 1.8 所示， 即产生侧力直接控制飞机，这是联结翼飞机的又一特点。

图 1.7 联结翼直接升力控制 图 1.8 联结翼直接侧力控制

1.3 联结翼飞机的研究现状

Wolkovitch[4]早在1986年提出了具有结构重量轻、气动性能好的联结翼概念。 他指出联结翼的斜置平面导致联结翼产生一个向前的弯矩，为了承受此弯矩， 结构材料应该尽可能远地沿斜置的弯矩平面分布。

1982年，Samuels[5]应用满应力优化设计对一联结翼的结构重量和波音727的 机翼结构重量进行了比较。这项研究假定联结翼结构具有高效的气动效率，展 长为波音727参考机翼展长的90%。研究表明，联结翼结构重量比传统机翼结构 的重量轻大约12%~22%。

Gallman 和 Kroo[6]对一中等航程的联结翼运输机进行了研究，结构有限元 模型使用了简化的铝合金机翼盒段。为使联结翼结构重量最轻，他们在几种阵 风载荷下对简化的机翼盒段进行了优化设计。优化设计中，没有考虑燃油重量。 Gallman和Kroll指出考虑失稳约束的联结翼结构重量比不考虑失稳约束的联结 翼结构重量大约增加13％。

Livne[7]纵览了联结翼的研究文献，希望为未来联结翼的研究提供一个方向。 他指出特殊的外形使得联结翼的气动和结构是耦合在一起的，单独考虑任何一 方面都不可能得到最优的结构，多学科优化设计是解决此问题的一个方法。
Blair和Canfield[8]提出了一种综合的联结翼设计方法，Blair应用AML语言发 展了一种几何模型和用户界面。通过调用外部软件，此模型可以被用来进行结 构或者气动特性分析。他们指出非线性结构分析能够精确地计算出联结翼结构

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的最大变形。

Robert、Canfield 和 Blair[9]对一复合材料联结翼结构的失稳特性进行了非线 性分析。与线性分析相比较，非线性分析的结构变形是线性分析的10倍甚至更 大。

Weissaar和Lee[10]使用Rayleigh-Ritz方法对联结翼的颤振速度进行了研究。最 显著的结论是颤振速度与联结翼的连接位置和后掠角有关。联结翼展长固定， 颤振速度随后掠角的增大而增大；连接位置越靠近翼尖，颤振速度越小。

Nangia、Palmer[2]分析了联结翼飞机外端机翼前掠角的影响。他们发现外端 机翼前掠，整个飞机的压力中心前移，从而使得联结翼前翼和后翼的升力分布 更为有利。

Miura、Shyu、Wolkovitch[11]使用有限元程序和结构优化程序研究了联结翼 的后掠角、上反角和前、后翼的连接位置的变化对结构重量的影响。这项研究， 包括其它的一些研究指出，联结翼的结构重量大大轻于传统的机翼－平尾结构 布局。

Hajela[12]研究了联结翼菱形框架平面内的载荷对结构重量影响的重要性， 连接前、后翼的连接件采用刚性结构最优。文献[13]对连接件结构进行了详细的 研究，研究结果亦指出刚性连接将会产生最轻的结构重量。

美国空军研究实验室（AFRL）提出了一高空长航时侦察机方案。此飞机 要求在高空、低速的状态下飞行并具有高的升阻比。这样的飞行条件需要机翼 具有很大的展弦比和较轻的结构重量，联结翼是理想的方案布局。通过 ANSYS 商用有限元软件，Marisarla、Narayanan[14]等对这一方案的结构特性进行了研究。 研究结果表明非线性分析所得的变形值小于线性分析的变形值。然而机翼外形 微小的变化可能引起气流特性的巨大改变，因此考虑大变形而引起的模型非线 性来精确计算结构的位移是非常重要的。

1.4 机翼气动结构关系

联结翼本质上是一种气动与结构一体化的布局概念，只有充分应用气动/结 构一体化分析与优化技术才能获得全局最优方案。

机翼气动设计和结构设计是飞机设计中的最重要内容之一。在概念设计阶

段通常首先气动组进行气动外形设计和优化，然后结构组根据气动外形进行结

构设计，并将结构分析结果反馈给气动组，之后气动组根据结构分析结果再修

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改气动外形设计，经过几次循环，最后确定出机翼设计方案。

这种设计流程存在以下缺陷：(1)有些机翼外形参数（如展弦比、后掠角）

对气动特性和结构重量均有很大影响，如果这些参数仅由气动特性来确定，极

有可能失去整体性能最优方案；(2)这种设计模式将气动力和结构变形之间耦合

效应人为地割裂开来，没有充分利用二者之间耦合可产生的协同效应；(3)这实

际上是一种串行设计方式，必然延长设计周期。

为了提高飞机的整体性能，加快设计进度，降低开发成本，气动/结构的综

合设计研究已经引起了国内外的广泛关注。

1.5 多学科设计优化方法

多学科设计优化（Multidisciplinary Design Optimization, 简称 MDO）是一 种通过充分探索和利用系统中相互作用的协同机制来设计复杂系统和子系统的 方法论。其目的是利用系统中的协同机制获得系统整体最优解，通过实现并行 设计来缩短设计周期。应用 MDO 方法有可能克服上述串行设计流程的缺陷， 已有多种 MDO 方法用于了机翼的气动/结构的综合设计[15][16]。

目前常用的 MDO 方法有两大类：(1)基于并行分析的单级优化方法，包括 基于全局敏感方程的单级优化方法和各学科可行方法(Individual Disciplinary Feasible, 缩写 IDF)；(2) 基于并行设计的多级优化方法，其主要代表有并行子 空间优化方法(Concurrent Subspace Optimization, 缩写 CSSO )、协同优化方法 (Collaborative Optimization , 缩写 CO)等。

在气动/结构综合设计中，最直接的方法是将气动分析和结构分析模型集成 为一个多学科分析模型，再用传统的单学科优化方法对机翼进行优化设计。如 果气动分析和结构分析模型采用高精度模型，集成多学科分析模型的过程十分 繁琐，而且在优化过程中需要的多学科分析次数很多，难于应用于复杂的工程 系统。Grossman 等人将这种方法应用于滑翔机机翼设计[17]，但气动分析和结构 分析模型都只能采用简化模型。

基于 GSE 的单级优化方法的特点是：局部敏感分析由各子系统同时分析， 通过构造全局敏感方程(Global Sensitivity Equation )得到系统全局敏感性（全导 数），系统全局敏感分析体现了各子系统之间的耦合关系。根据系统全局敏感分 析构造系统近似模型，最后用优化算法寻找系统近似模型的最优解。文献[18][19]

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将基于全局敏感方程的 MDO 方法应用于通用飞机气动/性能/结构/控制的一体 化设计。

同时分析和设计方法(Simultaneous Analysis and Design，简称 SA