【畢業(yè)學(xué)位論文】（Word原稿）飛機總體設(shè)計中機翼重量評估方法研究

中圖分類號： 論文編號 ： 1028701 11科分類號： 080501 碩士 學(xué)位論文 飛機總體設(shè)計中 機翼重量評估 方法 研究 研究 生姓名 學(xué)科、專業(yè) 飛行器設(shè)計 研究方向 飛 機 綜合 設(shè)計 技術(shù) 指導(dǎo)教師 教授 航空航天大學(xué) 研究生院 航空宇航 學(xué)院 二 一 年 十二 月 A of 2010 承諾書 本人聲明所呈交的碩士學(xué)位論文是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下進行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特別加以標注和致謝的地方外，論文中不包含其他人已經(jīng)發(fā)表或撰寫過的研究成果，也不包含為獲得南京航空航天大學(xué)或其他教育機構(gòu)的學(xué)位或證書而使用過的材料。 本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存、匯編學(xué)位論文。 （保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書） 作者簽名： 日 期： 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 I 摘 要 機翼重量估算是飛機總體設(shè)計的重要內(nèi)容之一，機翼重量對 飛機的飛行性能、氣動特性、強度剛度、疲勞壽命等等都具有 很 大影響。 總體設(shè)計中，常用的機翼重量估算方法有經(jīng)驗方法、理論方法和半理論方法。本文以大型運輸機為對象，研究了兩種飛機總體設(shè)計中機翼重量的評估方法 基于工程梁理論的方法和基于結(jié)構(gòu)有限元和優(yōu)化的方法。 1） 針對 飛機方案設(shè)計階段大型 客機 機翼重量 評估問題，研究了一種 基于工程梁理論 的方法。首先在 境下對 機翼外形 進行參數(shù)化設(shè)計 ； 然后應(yīng)用 本文件功能和 速生成面元法程序（ 輸入數(shù)據(jù)文件 對 機翼表面氣動力進行 快速評估 ， 從而 實現(xiàn)機翼氣動載荷的提取，擬合出沿機翼展向的升力分布函數(shù)，并添加到建立的機翼結(jié)構(gòu)模型上；最后采用 語言編制基于工程梁理論評估方法的計算機程序，對 八 種客機機翼承載結(jié)構(gòu)重量進行評估，利用最小二乘法統(tǒng)計分析機翼總重與承載重量的關(guān)系，并對 機進行計算驗證，結(jié)果證明該方法對大型客機機翼重量的評估具有較高精度。 2）針對飛機總體設(shè)計中大型軍用運輸機機翼重量評估問題 ， 研究了一種 基于結(jié)構(gòu)有限元和優(yōu)化 的方法。 首先針對 機翼機身 吊艙組合體 外形參數(shù)化模 型 ， 通過 言對 次開發(fā)，自動生成 機身、 機翼和吊艙參數(shù)化幾何模型；應(yīng)用 本語言的功能和編制口程序，完成氣動分析模型的自動化；氣動分析模型采用面元法（ 序）；編制 序提取氣動數(shù)據(jù)，擬合出機翼表面壓強分布函數(shù)；通過 次開發(fā)和本文件，實現(xiàn)自動生成機翼結(jié)構(gòu)有限元模型；應(yīng)用 帶的優(yōu)化工具對結(jié)構(gòu)部件尺寸進行優(yōu)化得到滿足約束下的最小機翼結(jié)構(gòu)重量；應(yīng)用超拉丁方法，在集成平臺 析機翼外形參數(shù)和發(fā)動機位置參數(shù)對機翼結(jié)構(gòu)重量的影響。 通過 術(shù) 和 法 的應(yīng)用， 機翼重量評估方法的精度得以提高，為總體設(shè)計中機翼方案的重量評估提供了兩個可行有效的方法。 本文方法和技術(shù)路線能有效地 縮短飛機總體方案設(shè)計 的 周期， 提高設(shè)計質(zhì)量 。 關(guān)鍵詞： 飛機總體設(shè)計， 有限元方法，工程梁方法，參數(shù)化建模， 重量評估 ， 結(jié)構(gòu)優(yōu)化 飛機總體設(shè)計中機翼重量評估方法研究 is of in as a on of of in to 1) 2) ) to is on is on 1) A of of on is s to a is to of of a is C+ to to of A 320is to s 2) A of of on on AD is by is s is A is to on of A is by PI s of is to of of AD 京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 of in to in of in 機總體設(shè)計中機翼重量評估方法研究 目 錄 第一章 緒論 . 1 機機翼重量評估的意義和內(nèi)容 . 1 體設(shè)計中機翼重量的評估方法 . 2 體設(shè)計中機翼 重量評估方法概述 . 2 型的評估方法及其優(yōu)缺點 . 3 文的目的與研究內(nèi)容 . 5 第二章 參數(shù)化 . 7 . 7 翼參數(shù)化建模 . 8 身外形的參數(shù)化建模 . 11 身過渡面的參數(shù)化建模 . 11 動機短艙的參數(shù)化建模 . 13 第三章 機翼氣動載荷計算 . 15 動載荷計算工具 . 15 . 15 元法及 . 16 動載荷計算模型 . 18 格劃分 . 18 件格式轉(zhuǎn)換與組合 . 20 動分析與機翼展向載荷提取 . 22 第四章 基于工程梁理論的機翼重量評估方法 . 24 何模型 . 24 荷計算 . 26 構(gòu)分析與承載結(jié)構(gòu)重量計算 . 27 翼重量與機翼承載結(jié)構(gòu)重量的關(guān)系 . 29 估方法的實現(xiàn)及驗證 . 30 第五章 基于結(jié)構(gòu)有限元和優(yōu)化的機翼重量評估方法 . 36 翼結(jié)構(gòu)參數(shù)化 . 36 翼結(jié)構(gòu)方案 . 36 翼結(jié)構(gòu)參數(shù)化建模 . 37 載計算 . 38 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 V 動載荷 . 38 他載荷 . 40 構(gòu)有限元模型 . 40 構(gòu)優(yōu)化問題定義 . 43 翼重量評估框架 . 43 翼結(jié)構(gòu)重量的敏感性分析 . 46 驗設(shè)計 . 46 析結(jié)果 . 47 第六章 總結(jié)與進一步的工作 . 51 文總結(jié) . 51 一步的研究工作 . 51 參考文獻 . 52 致 謝 . 55 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 . 56 飛機總體設(shè)計中機翼重量評估方法研究 圖表清單 圖 描述 . 7 圖 型坐標系定義 . 8 圖 機翼總體外形參數(shù)定義 . 9 圖 典型軍用運輸機機翼表面模型 . 10 圖 典型客機機翼表面模型 . 10 圖 運輸機機身外形 . 11 圖 翼身融合過渡面 . 12 圖 不同展弦比、后掠角機翼同機身的過渡面 . 13 圖 發(fā)動機短艙建模參數(shù) . 14 圖 發(fā)動機短艙外形 . 14 圖 氣動計算模型計算流程 . 18 圖 全機網(wǎng)格圖 . 19 圖 全機網(wǎng)格圖 . 19 圖 帶尾跡全機網(wǎng)格圖 . 20 圖 機身、發(fā)動機艙、進氣截面邊界條件 . 21 圖 機翼、機身尾跡面邊界條件 . 21 圖 發(fā)動機艙尾跡面邊界條件 . 21 圖 全機表面壓力分布 . 23 圖 機翼展向升力系數(shù)分布擬合 . 23 圖 機翼外形與結(jié)構(gòu)布置參數(shù)定義 . 25 圖 機翼總重與結(jié)構(gòu)承載重量的關(guān)系 . 30 圖 改進的工程梁理論的機翼重量評估方法流程圖 . 32 圖 翼模型 . 33 圖 翼表面網(wǎng)格 . 34 圖 機翼表面壓力系數(shù)分布 . 34 圖 機翼展向載荷分布曲線 . 35 圖 基于結(jié)構(gòu)有限元分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化的機翼重量估算流程 . 36 圖 機翼結(jié)構(gòu) 型 . 38 圖 強度校核典型狀態(tài) . 38 圖 氣動載荷弦向分布 . 39 圖 機翼結(jié)構(gòu)殼單元網(wǎng)格劃分 . 40 圖 機翼結(jié)構(gòu)桿單元網(wǎng)格劃分 . 41 圖 邊界條件 . 42 圖 機翼重量評估流程 . 43 圖 計過程 . 44 圖 機翼重量估算框架 . 45 圖 機翼基準參考方案圖 . 47 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 機翼主要設(shè)計參數(shù)的 . 47 圖 機翼重量與機翼面積間關(guān)系 . 48 圖 機翼重量與展弦比間關(guān)系 . 48 圖 機翼重量與梢根比間關(guān)系 . 49 圖 機翼重量與外側(cè)發(fā)動機展向位置間關(guān)系 . 49 圖 機翼重量與前緣后掠角間關(guān)系 . 50 圖 機翼重量與翼梢扭轉(zhuǎn)角間關(guān)系 . 50 表 空氣動力學(xué)在飛機設(shè)計中的應(yīng)用 . 16 表 邊界條件類型設(shè)置及格式轉(zhuǎn)換函數(shù) . 20 表 機翼幾何 參數(shù)計算公式 . 24 表 結(jié)構(gòu)參數(shù)的計算公式 . 26 表 失穩(wěn)指數(shù)和失穩(wěn)因子的取值 . 28 表 機翼承載結(jié)構(gòu)重 量與機翼真實重量 . 29 表 機翼承載結(jié)構(gòu)重量估算程序輸入?yún)?shù) . 31 表 波音 747翼重量估算結(jié)果（單位：磅） . 32 表 輸入?yún)?shù) . 32 表 翼重量估算結(jié)果（單位：磅） . 35 表 機翼結(jié)構(gòu)模型參數(shù)化模型設(shè)計參數(shù) . 37 表 本文選擇的結(jié)構(gòu)校核狀態(tài) . 39 表 動機主要參數(shù) . 40 表 載荷工況 . 41 表 邊界條件 . 42 表 機翼外形參數(shù)變量 . 46 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 1 第一章 緒論 機 機翼 重量 評估 的意義 和內(nèi)容 飛機設(shè)計按照設(shè)計內(nèi)容的粗細程度和大致的先后次序，可以劃分為 3 個有內(nèi)在聯(lián)系的不同階段：概念設(shè)計，主要任務(wù)為根據(jù)飛機的設(shè)計要求，對飛機進行全 面 的構(gòu)思 形成設(shè)計方案的基本概念，并草擬一個或幾個能滿足設(shè)計要求的初步設(shè)計方案；初步設(shè)計 ，主要任務(wù)為對初步設(shè)計方案進行修改和補充，使其進一步明確和具體化，最終 給 出完整的總體設(shè)計方案 ；詳細設(shè)計 ，主要任務(wù)為進行結(jié)構(gòu)設(shè)計，包括部件設(shè)計和零構(gòu)件設(shè)計 1。 在概念設(shè)計和初步設(shè)計階段， 對全機進行重量計算和重心定位是一個重要內(nèi)容，其估算的準確度對總體設(shè)計方案主要參數(shù)的選擇具有重要影響 ， 同時是 飛行性能 、 操縱性 和 穩(wěn)定性 初步 計算的依據(jù) 。 在概念設(shè)計階段，根據(jù)飛機戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求可以采用統(tǒng)計數(shù)據(jù)和經(jīng)驗公式迅速估算出飛機的空機重量和起飛 重量，然而在初步設(shè)計階段則必須進行較為詳細的分類重量估算。從本質(zhì)上看，飛機是各種零部件、設(shè)備或附件成品、標準件和各類工作液體 的 組合體，把這些部分的重量累加起來就是飛機總重。顯然 在初步設(shè)計 階段這些細項 的 重量無法落實，只能通過對飛機各部件和系統(tǒng)分別進行重量評估。機翼是飛機的主 要升力面，作為一個 重要部件，承擔著飛機大部分的氣動載荷。機翼重量占 全機 結(jié)構(gòu)重量的比例將近三分之一 ， 對全機重量及重心位置具有 極其重量的影響， 所以提高機翼重量 評估 的準確度 對飛機總體設(shè)計而言具有十分重要的意義 。 在 機翼重量 評估過程中往往涉及到三個 層次 的重量 ： 盒重、結(jié)構(gòu)重量和總重。盒重是指機翼的主要承力部件 翼盒的重量 ， 翼盒 由機翼 大梁、梁間的蒙皮和 翼 肋、展向加強筋或長桁等構(gòu)件組成， 它 的重量 占據(jù)了機翼重量的絕大部分， 所以 盒重是機翼 重 量 評估工作的核心。 機翼結(jié)構(gòu)重量 除了盒重 外 ，還包括 翼盒以外的輔助承力部件和非承力部件的重量，比如 起落架支撐梁、機翼 與 機身接頭 、連接件 、 緊固件 、 前后緣結(jié)構(gòu)、翼尖結(jié)構(gòu)、 防火隔板等 等 。總重 則 是在結(jié)構(gòu)重量 的 基礎(chǔ)上再增加 各類前 、 后緣 增升裝置、 活動 翼面 等部件重量，但是總重不 包 括 推進、燃油、航電、應(yīng)急、液壓等系統(tǒng)重量。 在飛機設(shè)計的不同階 段或者同一設(shè)計階段的不同方法中，機翼重量評估的內(nèi)容側(cè)重都會有所不同 ， 但隨著設(shè)計過程的推進，評估方法的 詳細程 度和準確 度均不斷 提高，估算所產(chǎn)生的誤差 也 逐步減少。 概念 設(shè)計階段飛機重量估算工作的基本內(nèi)容是按照 飛機設(shè)計 要求，論證飛機的總重和各部 件 、 系統(tǒng)的重量，并綜合其他專業(yè)共同尋求重量最輕的飛機總體方案，提出 初步的飛機重量和 重 心指標。這個階段只 需要給出 飛機主要性能參數(shù)和 幾何 外形參數(shù) 即可 ，所以 本階段的 評估對象是 機翼 總重或結(jié)構(gòu)重量， 而且 多 采用較為 粗略的 估算 方法 計算得到 ，如 相對重量系數(shù)法、統(tǒng)計分析法（即經(jīng)驗公式法）、單位面 積估算法、單位體積估算法等 2。 飛機總體設(shè)計中機翼重量評估方法研究 2 初步設(shè)計階段 ，設(shè)計人員 根據(jù) 正式確定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求或使用技術(shù)要求對初始方案進行修改和完善， 給出全機的三面圖 和理論外形 ，合理安排各種機載設(shè)備、系統(tǒng)、任務(wù)載荷等的裝載，初步布置飛機 結(jié)構(gòu)的承力系統(tǒng)和主承力構(gòu)件，進行較為詳細的重量計算和重心定位。本階段，由于機翼 的結(jié)構(gòu)形式、 傳力路線、展向 和弦向的結(jié)構(gòu)受力構(gòu)件 布置、主要零件的材料和構(gòu)造形式 以及基本尺寸 都 已 確定，機翼重量可以 進行較為精確的評估，尤其是盒重 和結(jié)構(gòu)重量 。 本階段 一般采用有限元法對機翼進行 結(jié)構(gòu) 優(yōu)化設(shè)計， 確定初步的 零件 設(shè)計參數(shù) ，對 各零件重量進行統(tǒng)計 后 得到機翼結(jié)構(gòu)重量。 進入詳細設(shè)計階段后，飛機的所有部件和零構(gòu)件都將設(shè)計完成并發(fā) 圖 生產(chǎn)。機翼 結(jié)構(gòu) 重量將從零件開始算起，一直累加到組件、部件 ， 從 而 得到準確的總重。 一旦部件生產(chǎn)出來 將直接進行稱重 ，若與理論 設(shè)計 數(shù)據(jù)有出入則立即返回設(shè)計部門進行 調(diào)整修改 。 機翼重量的最終值一般是在飛機開始生產(chǎn)幾年后才可以確定，并有所增重。 一般 來 講 ，以第一架原型機的機翼重量為基準，方案論證階段機翼重量的估算允許誤差為 610% ，方案初步設(shè)計階段為 35% ，詳細設(shè)計 階段 為 12% 3。 體設(shè)計中機翼重量的評估方法 體設(shè)計中機翼重量評估方法 概述 總體設(shè)計，即方案設(shè)計，包含方案的概念性設(shè)計和初步設(shè)計兩 個 階段 。 起點是 根據(jù)國民經(jīng)濟或國防建設(shè)的需要擬定飛機的使用技術(shù)性能或戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能要求 ，終點是 確定飛機總體設(shè)計方案的各種參數(shù)， 形成滿足設(shè)計指標的 最優(yōu) 設(shè)計方案。 飛機 總體設(shè)計 是 創(chuàng)造性與科學(xué)性結(jié)合的過程，是設(shè)計方案 從 粗到細、反復(fù)論證優(yōu)選的過程，是 各個專業(yè)學(xué)科 從耦合到解耦 、綜合協(xié)調(diào)的 過程， 是反復(fù)迭代、多輪逼近的過程。這些特點對總體設(shè)計方法和流程提出了較高的要求 。機翼重量評估作為總體設(shè)計中一項重要工作，其 研究 方法也應(yīng)當符合總體設(shè)計的特點和要求。具體的特點和要求歸納成如下七條 4 5： 1） 應(yīng) 具有發(fā)散式的快速形成多種粗線條方案的能力； 2） 應(yīng) 具有對方案不斷進行逐級細化的能力； 3） 具備復(fù)雜程度不同的工具，以便適應(yīng)不同設(shè)計階段的不同需求； 4） 盡可 能 多的 考慮各個 專業(yè)學(xué)科； 5） 盡早的充分考慮學(xué)科之間的關(guān)聯(lián)，以及進行 各 個專業(yè)學(xué)科的協(xié)調(diào)和權(quán)衡； 6） 應(yīng) 便于進行設(shè)計更改； 7） 能 高效率的進行 大量設(shè)計循環(huán)和迭代 。 機翼重量評估 方法主要分為經(jīng)驗方法和理論方法 兩大類 。 快速區(qū)別兩種評估手段的方法是看其是否依賴于具有成功經(jīng)驗的飛機統(tǒng)計 數(shù)據(jù)。 經(jīng)驗方法 是隨著飛機的歷史而發(fā)展的， 往往 純南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 3 粹依賴于以往的飛機數(shù)據(jù)， 復(fù)雜程度低， 簡單快速， 可 用于方案設(shè)計 的 最初階段。 經(jīng)驗方法包括 相對重量系數(shù)法、統(tǒng)計分析法（即經(jīng)驗公式法）、單位面積估算法、單位體積估算法等。其 弊病是使用范圍狹窄 ， 僅在 對傳統(tǒng)構(gòu)型的飛機 進行估算時 精度 較高 ，而且 沒有考慮其他學(xué)科 （如氣動載荷、材料等等） 對機翼重量的影響。 同經(jīng)驗方法相比 ， 理論方法 估算 精度 較 高， 而且 能考慮氣動、結(jié)構(gòu)等 其他 學(xué)科對機翼重量的影響， 采用參數(shù)化 建模 技術(shù)后可 較好的滿足 前 述 重量估算方