機翼結構重量預測的多學科分析優(yōu)化方法

余雄慶， 歐陽星， 邢宇， 王宇

南京航空航天大學 航空宇航學院， 南京　210016

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機翼結構重量預測的多學科分析優(yōu)化方法

余雄慶*， 歐陽星， 邢宇， 王宇

南京航空航天大學 航空宇航學院， 南京210016

摘要:為了克服現有機翼結構重量計算方法的局限性，提出一種基于多學科分析優(yōu)化的機翼結構重量計算方法。以客機機翼為例，闡述整個計算流程。計算流程的關鍵步驟包括機翼外形和結構參數化建模、氣動分析模型自動生成與外形優(yōu)化、結構有限元模型的自動生成和結構優(yōu)化。應用CAD軟件CATIA的二次開發(fā)方法，實現機翼外形幾何模型、結構布置幾何模型和氣動分析模型的自動生成；應用MSC.Patran的PCL編程技術，實現結構有限元模型的自動生成；應用等效剛度和等效強度方法，提高結構有限元模型自動生成的穩(wěn)健性，縮短結構分析和優(yōu)化的計算時間；應用多學科集成和優(yōu)化技術，建立機翼結構重量預測的計算平臺，實現整個計算過程的自動化。算例表明這種方法穩(wěn)健、有效，可快速地分析機翼外形參數與結構重量之間的關系，分析不同展向載荷分布和不同選材方案對機翼結構重量的影響。

關鍵詞:機翼； 重量預測； 多學科設計優(yōu)化； 有限元方法； 等效方法

部件結構重量的預測和指標確定是飛機總體設計的一項重要內容。如果結構重量預測過于保守，會使飛機總體方案的重量指標缺乏競爭力；相反，如果重量預測過于樂觀，在后續(xù)的詳細設計階段有可能達不到設計重量指標，導致飛機的性能和經濟指標達不到設計要求。因此，如何提高部件重量預測的可信度是飛機總體設計工作中面臨的一個重要問題。

飛機結構重量預測可以分為兩大類[1]：統(tǒng)計方法和物理學方法。

統(tǒng)計方法是根據以往的飛機重量的統(tǒng)計數據(幾何、性能以及重量等數據)，進行回歸分析得到經驗公式的一種重量估算方法。這種方法依賴于以往飛機的統(tǒng)計數據，而對于新型布局飛機或采用了新技術、新材料的飛機，由于沒有以往數據，這些經驗公式不再適用。

物理學方法是應用力學原理，通過機翼結構分析來計算結構重量的一種方法。按照結構模型的不同精度，這類方法還可分為3種典型的方法：

1) 工程梁方法[2-5]。該方法將翼盒簡化為盒型梁，根據機翼載荷進行受力分析，分別計算機翼承剪、承彎及承扭材料的重量，然后將這部分的質量疊加，再乘以修正系數獲得翼盒的結構重量。該方法適用于大展弦比機翼結構重量預測。

2) 等效平板方法[6]。該方法將機翼等效為一系列的平板，能夠考慮結構布置的特征，適用于小展弦比機翼的重量預測。

3) 有限元方法。這種方法能較詳細地模擬結構方案，適用范圍廣，計算精度高，目前受到重視[7-9]。但這種方法的計算過程復雜，在總體設計階段還難以實現快速應用。

飛機結構重量受眾多因素影響，飛機幾何外形、氣動力分布、結構布置方案、結構材料、載荷等對結構重量均有重要影響。因此，飛機結構重量預測實際上是一個多學科分析和優(yōu)化問題，可應用多學科設計優(yōu)化方法來研究這個問題。

與傳統(tǒng)的基于工程方法的綜合優(yōu)化技術相比，多學科設計優(yōu)化優(yōu)勢在于：①各學科分析模型采用數值分析模型，而不是工程估算模型，因而可以更加細致深入地分析影響設計方案的各種因素；②較少地依賴統(tǒng)計數據或經驗公式，因而可用于非常規(guī)布局或采用新技術的飛行器總體設計；③充分采用各學科成熟的數值優(yōu)化技術；④應用有效的多學科設計優(yōu)化策略，處理各學科之間的耦合關系；⑤應用先進的集成技術，搭建多學科綜合分析與優(yōu)化平臺。

多學科設計優(yōu)化已成為飛機總體設計的一個發(fā)展方向[10]，近來得到了快速發(fā)展。飛機總體多學科設計優(yōu)化研究中所積累的參數化幾何建模技術、各專業(yè)分析模型的建模自動化和優(yōu)化方法、集成技術等，可應用于飛機結構重量預測，克服目前結構重量估算方法的不足，從而有可能形成一種新的重量預測方法。

本文應用多學科設計優(yōu)化方法，研究一種快速、穩(wěn)健的機翼結構重量計算方法。首先給出典型的機翼結構重量預測和分析問題，然后重點闡述基于多學科設計優(yōu)化方法的機翼結構重量計算方法，最后給出計算結果及其分析。

1機翼結構重量計算問題

本文以中短程客機為研究對象[11]，描述機翼結構重量分析問題。該客機采用尾吊布局方案，如圖1所示。其設計航程為2 000 km，巡航馬赫數為0.78，最大起飛重量為46 100 kg，機翼參考面積為95.75 m2，機翼1/4弦線后掠角為24.5°。

圖1中短程客機的外形
Fig. 1Configuration of a short/medium haul transport

在總體設計階段，設計人員所關心的典型問題為：①機翼的展弦比變化對機翼結構重量有多大的影響；②氣動載荷在機翼上的展向分布對機翼結構重量有怎樣的影響；③采用不同材料方案時，機翼結構重量相差多大。

2機翼結構重量計算方法

借鑒飛機總體多學科設計優(yōu)化中參數化幾何建模、分析模型的建模自動化技術和優(yōu)化方法，建立機翼結構重量計算的流程，如圖2所示。

圖2機翼結構重量預測流程
Fig. 2Wing-structure weight prediction procedures

機翼結構重量計算流程簡要說明如下：

1) 根據飛機總體初步設計方案，建立機翼外形和結構參數化模型。

2) 給定機翼的展向載荷分布，作為氣動設計優(yōu)化的輸入。

3) 根據外形參數化模型，自動生成氣動分析模型。

4) 基于氣動分析模型，通過氣動外形優(yōu)化，獲得滿足氣動設計約束并使升阻比最大的機翼外形。

5) 計算過載系數，分析燃油裝載情況，確定最嚴重載荷工況。

6) 根據氣動優(yōu)化后機翼外形幾何模型、結構參數化模型以及氣動載荷，生成結構布置的幾何模型，并建立機翼結構有限元模型。

7) 基于機翼結構有限元模型，應用結構優(yōu)化方法，以機翼翼盒結構重量最輕為優(yōu)化目標，在滿足結構設計約束的條件下，獲得機翼翼盒結構的重量。

8) 對結構優(yōu)化后的翼盒結構重量進行修正，得到整個機翼結構重量。

以下各小節(jié)將說明上述流程中的主要內容。

2.1機翼外形和結構參數化模型

1) 外形參數化定義

機翼外形參數分為兩類：一類是總體外形參數，用來描述機翼的平面幾何特征，包括參考面積、展弦比、1/4弦線后掠角、梯形比、上反角、后緣轉折位置(kink位置)，典型站位機翼剖面扭轉角等參數，這些參數相互獨立，且一組參數確定一種外形；另一類是翼型參數，用于描述機翼展向典型站位上的剖面形狀。翼型形狀采用基于形狀函數和分類函數的參數化(Class function/Shape function Transformation，CST)方法來描述[12]。

2) 結構參數化定義

以雙梁式客機機翼結構為例，結構參數可分為兩類：構型參數和屬性參數。構型參數描述機翼結構的布置特征，包括前后梁位置、肋間距、肋方向(順氣流或垂直后梁)等。屬性參數包括結構元件尺寸(梁緣條面積、腹板厚度、蒙皮厚度等)和材料特性參數。對于金屬材料，材料特性參數包括彈性模量、泊松比、密度等；對于復合材料，材料特性參數包括單層主彈性模量、泊松比、密度、以及鋪層角度、順序和比例等。

3) 機翼外形和結構幾何模型的自動生成

根據外形參數化模型和結構參數化定義，應用CATIA二次開發(fā)方法，實現機翼外形和結構布置幾何模型的自動生成。在創(chuàng)建幾何模型時，只需設置外形參數和結構參數，即可生成外形和結構布置的幾何模型，如圖3所示。

圖3參數化機翼外形模型和結構布置模型
Fig. 3Parametric configuration model and structural layout model of wing

2.2展向氣動載荷分布

在機翼總升力給定的情況下，展向氣動載荷分布對機翼氣動性能和結構重量均有重要的影響[13]。因此有必要考察不同展向載荷分布對結構重量的影響。本文中展向載荷分布是輸入參數。

3種典型的載荷分布為：①1/4橢圓分布，標記為Elliptical；②三角形和1/4橢圓分布的算數平均，標記為(Tri.+Elli.)/2；③Schrenk分布[14]。根據式(1)，可將載荷分布轉換為展向升力系數分布[15]。3種展向載荷分布和相應的升力系數分布如圖4所示。

(1)

式中：η為單位化的展向站位;w(η)為展向載荷分布；Cl(η)為局部升力系數；cav為幾何平均弦長；c(η)為局部弦長；CL為機翼設計升力系數。

對于高亞聲速和跨聲速飛機，機翼的相對厚度與升力系數展向分布、后掠角、臨界馬赫數存在如下關系[16]：

t/c=KcosΛ1/4-0.1Cl/cosΛ1/4-Mcricos2Λ1/4

(2)

式中：t/c為機翼展向站位上翼型相對厚度；Λ1/4為1/4弦線后掠角；Mcri為臨界馬赫數；K為技術因子。

圖4展向載荷和升力系數分布
Fig. 4Spanwise load and lift coefficient distribution

2.3氣動分析模型的自動生成

氣動分析模型采用全速勢方程數值分析程序:含附面層修正(BLWF)，其優(yōu)點是可快速分析翼身組合體的跨聲速氣動特性。根據已生成的外形幾何模型，采用基于VB編程的CATIA二次開發(fā)方法，直接輸出機翼表面網格點坐標。然后再用Matlab編寫一個接口程序，生成氣動分析程序BLWF的輸入文件，實現氣動分析模型的自動生成。所生成的翼身組合體表面網格如圖5所示。

圖5翼身組合體表面網格
Fig. 5Surface mesh of wing-body

2.4氣動優(yōu)化

對于不同的機翼平面外形和展向氣動載荷分布，需配置不同的翼型。因此需對這些翼型進行氣動優(yōu)化。選取展向10.6%、24.4%、37.3%、 89.5%處4個站位上翼型作為控制翼型，優(yōu)化機翼氣動性能。氣動優(yōu)化問題描述如下：

目標函數：升阻比最大。

設計變量：控制站位上翼型的扭轉角和翼型控制參數，翼型由CST參數化方法來描述。

約束條件：①控制站位上翼型的升力系數等于由式(1)確定的值；②控制站位上翼型厚度滿足由式(2)確定的翼型厚度；③俯仰力矩系數小于給定值。

采用iSIGHT-FD軟件中的Pointer優(yōu)化器求解上述氣動優(yōu)化問題。該優(yōu)化器由一組功能互補的算法構成，包括線性單純形法、序列二次規(guī)劃算法、最速下降法和遺傳算法，能較好地搜索到全局最優(yōu)解。

2.5載荷分析

對于商用噴氣運輸機，其載荷工況眾多，但在飛機初步設計階段，不必考慮全部載荷工況，只需考慮最嚴重的載荷工況。根據重量、重心和飛行高度的工況，計算幾個典型速度(設計機動速度VA，設計巡航速度VC，設計俯沖速度VD)下的機動和突風載荷，從中篩選出最嚴重的載荷工況。然后針對該工況，應用BLWF程序計算氣動載荷，再應用文獻[17]中提供的方法，將氣動載荷以壓力場的方式加載到結構有限元模型上。

2.6結構分析模型的自動生成

應用Patran軟件建立結構有限元模型。根據氣動優(yōu)化后的機翼外形模型和結構布置方案(包括結構件的位置和初始尺寸)，應用CATIA二次開發(fā)方法，生成機翼結構的線框模型(如圖3所示)，然后用PCL(Patran Command Language)語言編寫Patran控制執(zhí)行文件，讀取線框模型和結構參數，在Patran環(huán)境中自動生成結構有限元模型，如圖6所示。在機翼結構有限元模型中，蒙皮、梁和肋的腹板采用殼單元模擬，梁和肋的凸緣采用桿單元模擬。

2.7等效有限元模型

由于詳細的有限元模型(包含模擬桁條、加強筋等)非常復雜，結構分析和優(yōu)化需耗費大量時間，不適于飛機總體初步設計階段。為了減少結構分析的時間和提高有限元模型自動生成的穩(wěn)健性，將等效方法[8, 18-19]運用于機翼結構有限元模型。

圖6機翼結構有限元模型
Fig. 6Finite element model of wing-structure

等效方法的目的是簡化薄壁加筋結構的有限元模型。運用等效方法可將加筋壁板等效到一塊形狀相同的無加強筋板上，并使兩板具有相同的力學性能。這樣既能較準確地模擬各種加強筋的力學特性，同時也避免了對加強筋的有限元建模，大大簡化了機翼結構有限元模型。等效方法帶來的另一個益處是：當加筋結構方案改變時，只需調整加強筋板條元的形狀參數(寬和高)和加強筋布置參數(間距)，無需重新建立有限元模型，從而增強了有限元模型的參數化功能。

1) 剛度等效

主要思路是：將加強筋離散為一系列的板條元，然后計算加筋壁板的等效中面，根據復合材料的經典層合板理論[20]，分別計算相對于等效中面的蒙皮和各板條元的剛度矩陣(A、B、D矩陣)，最后疊加而成等效剛度矩陣。圖7為用等效剛度法對不同的結構方案的等效過程。

圖7剛度等效的概念
Fig. 7Concept of equivalent stiffness

2) 強度等效

對于承受復雜載荷的客機機翼，機翼上的彎矩轉化為上下蒙皮壁板的拉壓載荷。沿展向的扭矩轉化為翼盒的上下壁板和梁腹板的剪切載荷。由兩個翼肋支撐的蒙皮桁條結構抗彎剛度大，蒙皮上法向氣動載荷引起的彎曲應力小。故機翼上下蒙皮壁板主要承受軸向拉壓載荷和剪切載荷。因此可以對加筋壁板進行拉壓和剪切強度等效。也就是說，在計算層合板的宏觀力學特性時，采用厚度為teq的等效平板(如圖8所示)，其寬度b和橫截面積與加筋壁板相同，且具有相同的軸向彈性模量Ex，等于軸向剛度Ax除以橫截面積。加筋壁板的剪切強度近似為蒙皮的剪切強度。

圖8等效厚度
Fig. 8Equivalent thickness

2.8結構優(yōu)化

在機翼結構優(yōu)化問題中，設計變量眾多，約束復雜。為了簡化結構優(yōu)化問題，使優(yōu)化計算過程具有更好的穩(wěn)健性，采用“三步走”的方式求解機翼結構優(yōu)化問題。首先優(yōu)選出復合材料鋪層比例；然后單獨優(yōu)化桁條腹板的高度和寬度，以及翼肋之間的每塊蒙皮壁板厚度，以滿足結構穩(wěn)定性要求；最后進行整個機翼結構尺寸的優(yōu)化，滿足剛度要求。

1) 復合材料鋪層優(yōu)化，目的是獲得蒙皮的0°、±45°、90°鋪層比例的最佳值。以蒙皮和梁腹板的鋪層比例作為設計變量，以結構應變作為約束，以翼尖撓度最小和顫振速度最大作為目標。優(yōu)化算法采用多目標遺傳算法。復合材料蒙皮壁板鋪層優(yōu)化問題定義如下：

給定條件：復合材料蒙皮壁板初始厚度。

優(yōu)化目標：①顫振速度盡量大；②翼尖撓度最小盡量小。

設計變量：確定各鋪層順序后，將鋪層比例作為設計變量，其中，-45°鋪層比例與45°鋪層相同，0°鋪層可由總厚度減去其他鋪層求得。

約束條件：取安全系數1.5之后，復合材料的壓應變≤-3 000 με，拉應變≤3 300 με。

2) 結構效率優(yōu)化。所謂結構效率是指在材料及其用量相同情況下，結構承受載荷的能力。承受能力越大，結構效率越高。理想情況下，當機翼蒙皮的全局失穩(wěn)和加筋壁板的局部失穩(wěn)與靜載破壞同時發(fā)生時，結構效率最高。結構效率優(yōu)化的作用是：在滿足強度和穩(wěn)定性(局部剛度)約束下，獲得機翼蒙皮加筋壁板布局最優(yōu)方案。其思路是：以結構效率最高和重量最小為目標，分別對每兩個翼肋之間的蒙皮壁板厚度進行優(yōu)化。優(yōu)化算法也采用多目標遺傳算法。加筋壁板結構優(yōu)化問題定義如下：

給定條件：邊界條件、載荷、桁條間距等。

優(yōu)化目標：①結構效率最高；②加筋壁板重量最輕。

設計變量：桁條腹板的高度和寬度；蒙皮厚度。

約束條件：①加筋壁板拉剪載荷下，全局失穩(wěn)因子等于局部失穩(wěn)因子，且兩者都≥1.0；②靜載荷失效因子≥1.0。

3) 考慮到進行第2步結構效率優(yōu)化后，機翼可能不滿足總體剛度和氣動彈性約束，因此需進行第3步結構剛度優(yōu)化。其思路是：將第2步優(yōu)化后的蒙皮厚度作為初始值，將蒙皮增量作為設計變量進行優(yōu)化，這樣保證第3步優(yōu)化過程中都滿足第2步的屈曲約束，以達到最終優(yōu)化結果滿足所有約束。如果初始值能滿足剛度和顫振約束，則說明屈曲約束是最嚴重的約束，如果初始解不滿足剛度約束，則說明第3步中的剛度約束是最嚴重的約束。優(yōu)化方法采用基于梯度的優(yōu)化算法。結構剛度優(yōu)化問題定義如下：

目標函數：翼盒結構重量最輕。

設計變量：① 蒙皮、梁和肋腹板沿展向厚度分布；②梁緣條橫截面積；③ 翼肋緣條橫截面積。其中，采用CST方法[12]定義蒙皮、梁和肋腹板的厚度分布，以CST方法中控制參數的增量作為設計變量。

約束條件：①應變約束，安全系數取1.5，對于金屬材料，其等效模型的von Mises應變≤4 300 με；對于復合材料，其等效模型的壓應變≤-3 000 με，拉應變≤3 300 με；②翼尖撓度≤10%半展長；③顫振約束≥306 m/s。

上述優(yōu)化策略的特點是：將一個多變量、多約束的復雜優(yōu)化問題轉換為一系列少變量或少約束的優(yōu)化問題，尋優(yōu)速度更快，結果更可靠。對于金屬機翼，不需要進行第1步的優(yōu)化，只需進行后兩步結構優(yōu)化。

通過上述機翼結構優(yōu)化，獲得了機翼盒段結構重量。

2.9機翼結構重量計算

機翼結構重量Mwing可由3個部分組成[16]，可表達為

Mwing=Mid+∑ΔMnid+Wrib+1.10∑ΔMsec

(3)

式中：Mid為理想翼盒結構重量(承彎和承剪材料的重量)；Wrib為翼肋重量；∑ΔMnid為非理想結構重量，包含了連接件、損傷容限、開口局部加強結構、發(fā)動機掛件、起落架支持結構的修正重量；疊加前面3項重量后，得到修正后主承力結構重量；∑ΔMsec為次結構重量，主要包含有前后緣結構、襟副翼、繞流片、增升裝置、翼尖等重量。2.8節(jié)中優(yōu)化后獲得的翼盒結構重量可被認為是翼盒理想結構重量。通過式(3)，采用文獻[21]給出的修正公式，可計算出整個機翼結構重量。

2.10集成計算環(huán)境

根據前面圖2給出的機翼結構重量預測流程，應用多學科集成和優(yōu)化軟件iSIGHT-FD建立機翼結構重量計算的平臺。在這個計算平臺中，設計人員只需設定機翼外形參數、展向氣動載荷分布、結構布置參數、結構材料等輸入參數，整個計算過程即可自動運行。對于一種機翼方案，運行6～7 h就可計算出機翼結構重量，其中氣動優(yōu)化和結構優(yōu)化大致各占一半的時間。

3結果與分析

針對第1節(jié)中的機翼結構重量分析問題，應用已建立的機翼結構重量計算平臺，分析不同展弦比、不同氣動展向載荷分布和不同選材方案對機翼結構重量的影響。

3.1不同展弦比的機翼結構重量

假設機翼展向氣動載荷分布為Schrenk分布，且其他參數固定時，展弦比對機翼結構重量影響關系如圖9所示。可知，當展弦比小于9.0時, 機翼結構重量沒有顯著增加；但是當展弦比大于9.0時，機翼結構重量隨展弦比的增加而迅速增加。其原因是展弦比增加到一定程度后，在結構優(yōu)化中翼尖撓度和顫振約束起主要作用。為了滿足翼尖撓度和顫振約束，需增加機翼結構尺寸，導致重量有較大的增加。

圖9不同展弦比的機翼結構重量
Fig. 9Wing-structure weight at different aspect ratios

3.2不同展向氣動載荷分布的機翼結構重量

對于展弦比為9.0的復合材料機翼方案，考察3種展向氣動載荷分布對機翼結構重量的影響。重量計算結果如表1所示。可知，不同展向載荷分布對機翼結構重量有較大的影響。在1/4橢圓(Elliptical)分布情況下，機翼結構重量最大；在氣動載荷為三角形和1/4橢圓分布的算數平均情況下(即表中(Tri.+Elli.)/2分布)，機翼結構重量最小，與前者相比，機翼結構重量減少了10.2%；載荷為Schrenk分布時，機翼結構重量居前述二者之間。主要原因是(Tri.+Elli.)/2載荷分布較其他兩種情況，載荷向機翼根部內移，這樣機翼根部彎矩減小，同時也使得翼尖撓度和顫振約束更容易滿足，這兩方面原因使得機翼結構重量得到有效減輕。

3.3不同材料對機翼結構重量的影響

對于展弦比為9.0的機翼方案，展向氣動載荷為Schrenk分布時，分析不同材料方案對機翼結構重量的影響。機翼結構材料的一種方案是采用鋁合金；另一種是采用復合材料T300。兩種材料方案的機翼結構重量計算結果如表2所示。可知，采用復合材料方案，可使機翼結構重量減少20.08%。

表1不同展向載荷分布下的機翼結構重量對比

Table 1Comparison of wing-structure weight for different spanwise load distributions

SpanwiseloaddistributionWing-structureweight/kgSchrenk3590.8Elliptical3801.5(Tri.+Elli.)/23413.5

表2不同材料方案的機翼結構重量對比

Table 2Wing-structure weight comparison for different

materials

MaterialWing-structureweight/kgComposite3590.80Aluminum4492.75

4結論與展望

為了提高飛行器結構重量預測方法的可信度和適用性，應用多學科設計優(yōu)化方法，建立了一種新的結構重量預測方法。研究結果表明：

1) 由于重量預測中分析模型采用數值分析模型，包括CAD模型、CFD方法、結構有限元模型等，結構重量預測的可信度要高于現有的工程方法。

2) 由于該方法采用了參數化方法，自動化程度高，可實現機翼結構重量的快速計算。設計人員只需設定機翼外形參數、展向氣動載荷分布、結構布置參數、結構材料等輸入參數，整個計算過程自動進行。

3) 在結構分析模型中引入等效剛度和等效強度方法，大大增加了結構有限元模型自動生成的穩(wěn)健性，并有效地節(jié)省了結構分析和優(yōu)化的計算時間。

4) 建立的機翼結構重量多學科分析和優(yōu)化計算平臺，可用于分析不同機翼方案的結構重量，可獲得機翼外形、展向氣動載荷分布、結構布置方案、材料方案等因素對機翼結構重量的影響關系，為客機總體方案論證中機翼結構重量預測和指標確定提供了一個支撐工具。

雖然本文算例的研究對象是機翼，但本文方法適用范圍廣，可應用于其他部件或全機結構重量的預測，而且還可擴展到非常規(guī)布局或采用新技術的飛行器結構重量預測。在下一步研究中，將應用多學科設計優(yōu)化方法研究翼身融合布局飛機的結構重量問題。

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[21]ELHAM A. Weight indexing for multidisciplinary design optimization of lifting surfaces[D]. Delft, Netherlands: Delft University of Technology, 2013.作者簡介：

余雄慶男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 飛行器總體設計， 飛行器多學科設計優(yōu)化。

Tel: 025-84892102

E-mail: yxq@nuaa.edu.cn

歐陽星男， 博士研究生。主要研究方向： 飛行器多學科設計優(yōu)化。

E-mail: ouyangxing@nuaa.edu.cn

邢宇男， 博士研究生。主要研究方向： 飛行器多學科設計優(yōu)化。

E-mail: xingyuaircraft@163.com

王宇女， 博士， 講師。主要研究方向： 飛行器總體設計， 飛行器多學科設計優(yōu)化。

E-mail: wangyu@nuaa.edu.cn

Received： 2015-05-11; Revised: 2015-06-24; Accepted: 2015-07-18; Published online: 2015-08-1816:34

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150818.1634.004.html

Foundation items： National Natural Science Foundation of China (11432007); Project Funded by the Priority Academic Program Development of Jiangsu Higher Education Institutions

Weight prediction method of wing-structure using multidisciplinary analysis and optimization

YU Xiongqing*, OUYANG Xing, XING Yu, WANG Yu

College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing210016, China

Abstract:A wing-structure weight prediction method using multidisciplinary analysis and optimization is proposed to overcome the limitations of the current predictions of wing-structure weight. The wing of a short/medium haul transport was used as an example to illustrate the procedure of the method. The key steps of the method include parametric modeling for wing configuration and structural layout, automatic generation of wing aerodynamic model, aerodynamic optimization, automatic generation of the wing structural finite element model and wing structural optimization. The parametric modeling for the wing configuration and structural layout, and automatic generation of aerodynamic model was implemented by running VB codes in CATIA. The automatic generation of wing structural finite element model was implemented by running MSC.Patran Command Language (PCL) codes. The equivalent stiffness and strength method was used to enhance the robustness of the finite element model generation of the wing structure and reduce the computational burden of the structural analysis and optimization. A computational framework for the wing-structure weight prediction was established using multidisciplinary integration and optimization, and the overall process for the wing-structure weight computation was carried out automatically. The example indicates that the method is robust and efficient, and is able to rapidly obtain the impacts of wing configurations, spanwise load distributions and structural materials on the wing-structure weights.

Key words:wing; weight prediction; multidisciplinary design optimization; finite element method; equivalent method

*Corresponding author. Tel.： 025-84892102E-mail: yxq@nuaa.edu.cn

中圖分類號：V221

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0235-09

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0205

*通訊作者.Tel.： 025-884892102E-mail: yxq@nuaa.edu.cn

基金項目：國家自然科學基金 (11432007)； 江蘇省高校優(yōu)勢學科建設工程資助項目

收稿日期：2015-05-11; 退修日期: 2015-06-24; 錄用日期: 2015-07-18; 網絡出版時間: 2015-08-1816:34

網絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150818.1634.004.html

引用格式： 余雄慶， 歐陽星， 邢宇， 等． 機翼結構重量預測的多學科分析優(yōu)化方法[J]． 航空學報, 2016, 37(1): 235-243. YU X Q, OUYANG X, XING Y, et al. Weight prediction method of wing-structure using multidisciplinary analysis and optimization[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 235-243.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn