中圖分類號： 論文編號 ： 1028701 11科分類號： 080501 碩士 學位論文 飛機總體設計中 機翼重量評估 方法 研究 研究 生姓名 學科、專業 飛行器設計 研究方向 飛 機 綜合 設計 技術 指導教師 教授 航空航天大學 研究生院 航空宇航 學院 二 一 年 十二 月 A of 2010 承諾書 本人聲明所呈交的碩士學位論文是本人在導師指導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發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或其他教育機構的學位或證書而使用過的材料。 本人授權南京航空航天大學可以將學位論文的全部或部分內容編入有關數據庫進行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復制手段保存、匯編學位論文。 （保密的學位論文在解密后適用本承諾書） 作者簽名： 日 期： 南京航空航天大學碩士學位論文 I 摘 要 機翼重量估算是飛機總體設計的重要內容之一，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。 總體設計中，常用的機翼重量估算方法有經驗方法、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構有限元和優化的方法。 1） 針對 飛機方案設計階段大型 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 進行參數化設計 ； 然后應用 本文件功能和 速生成面元法程序（ 輸入數據文件 對 機翼表面氣動力進行 快速評估 ， 從而 實現機翼氣動載荷的提取，擬合出沿機翼展向的升力分布函數，并添加到建立的機翼結構模型上；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 種客機機翼承載結構重量進行評估，利用最小二乘法統計分析機翼總重與承載重量的關系，并對 機進行計算驗證，結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 基于結構有限元和優化 的方法。 首先針對 機翼機身 吊艙組合體 外形參數化模 型 ， 通過 言對 次開發，自動生成 機身、 機翼和吊艙參數化幾何模型；應用 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 序提取氣動數據，擬合出機翼表面壓強分布函數；通過 次開發和本文件，實現自動生成機翼結構有限元模型；應用 帶的優化工具對結構部件尺寸進行優化得到滿足約束下的最小機翼結構重量；應用超拉丁方法，在集成平臺 析機翼外形參數和發動機位置參數對機翼結構重量的影響。 通過 術 和 法 的應用， 機翼重量評估方法的精度得以提高，為總體設計中機翼方案的重量評估提供了兩個可行有效的方法。 本文方法和技術路線能有效地 縮短飛機總體方案設計 的 周期， 提高設計質量 。 關鍵詞： 飛機總體設計， 有限元方法，工程梁方法，參數化建模， 重量評估 ， 結構優化 飛機總體設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 京航空航天大學碩士學位論文 of in to in of in 機總體設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容 . 1 體設計中機翼重量的評估方法 . 2 體設計中機翼 重量評估方法概述 . 2 型的評估方法及其優缺點 . 3 文的目的與研究內容 . 5 第二章 參數化 . 7 . 7 翼參數化建模 . 8 身外形的參數化建模 . 11 身過渡面的參數化建模 . 11 動機短艙的參數化建模 . 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 構分析與承載結構重量計算 . 27 翼重量與機翼承載結構重量的關系 . 29 估方法的實現及驗證 . 30 第五章 基于結構有限元和優化的機翼重量評估方法 . 36 翼結構參數化 . 36 翼結構方案 . 36 翼結構參數化建模 . 37 載計算 . 38 南京航空航天大學碩士學位論文 V 動載荷 . 38 他載荷 . 40 構有限元模型 . 40 構優化問題定義 . 43 翼重量評估框架 . 43 翼結構重量的敏感性分析 . 46 驗設計 . 46 析結果 . 47 第六章 總結與進一步的工作 . 51 文總結 . 51 一步的研究工作 . 51 參考文獻 . 52 致 謝 . 55 在學期間的研究成果及發表的學術論文 . 56 飛機總體設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 發動機短艙建模參數 . 14 圖 發動機短艙外形 . 14 圖 氣動計算模型計算流程 . 18 圖 全機網格圖 . 19 圖 全機網格圖 . 19 圖 帶尾跡全機網格圖 . 20 圖 機身、發動機艙、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 機翼展向升力系數分布擬合 . 23 圖 機翼外形與結構布置參數定義 . 25 圖 機翼總重與結構承載重量的關系 . 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 翼表面網格 . 34 圖 機翼表面壓力系數分布 . 34 圖 機翼展向載荷分布曲線 . 35 圖 基于結構有限元分析和結構優化的機翼重量估算流程 . 36 圖 機翼結構 型 . 38 圖 強度校核典型狀態 . 38 圖 氣動載荷弦向分布 . 39 圖 機翼結構殼單元網格劃分 . 40 圖 機翼結構桿單元網格劃分 . 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 南京航空航天大學碩士學位論文 機翼主要設計參數的 . 47 圖 機翼重量與機翼面積間關系 . 48 圖 機翼重量與展弦比間關系 . 48 圖 機翼重量與梢根比間關系 . 49 圖 機翼重量與外側發動機展向位置間關系 . 49 圖 機翼重量與前緣后掠角間關系 . 50 圖 機翼重量與翼梢扭轉角間關系 . 50 表 空氣動力學在飛機設計中的應用 . 16 表 邊界條件類型設置及格式轉換函數 . 20 表 機翼幾何 參數計算公式 . 24 表 結構參數的計算公式 . 26 表 失穩指數和失穩因子的取值 . 28 表 機翼承載結構重 量與機翼真實重量 . 29 表 機翼承載結構重量估算程序輸入參數 . 31 表 波音 747翼重量估算結果（單位：磅） . 32 表 輸入參數 . 32 表 翼重量估算結果（單位：磅） . 35 表 機翼結構模型參數化模型設計參數 . 37 表 本文選擇的結構校核狀態 . 39 表 動機主要參數 . 40 表 載荷工況 . 41 表 邊界條件 . 42 表 機翼外形參數變量 . 46 南京航空航天大學碩士學位論文 1 第一章 緒論 機 機翼 重量 評估 的意義 和內容 飛機設計按照設計內容的粗細程度和大致的先后次序，可以劃分為 3 個有內在聯系的不同階段：概念設計，主要任務為根據飛機的設計要求，對飛機進行全 面 的構思 形成設計方案的基本概念，并草擬一個或幾個能滿足設計要求的初步設計方案；初步設計 ，主要任務為對初步設計方案進行修改和補充，使其進一步明確和具體化，最終 給 出完整的總體設計方案 ；詳細設計 ，主要任務為進行結構設計，包括部件設計和零構件設計 1。 在概念設計和初步設計階段， 對全機進行重量計算和重心定位是一個重要內容，其估算的準確度對總體設計方案主要參數的選擇具有重要影響 ， 同時是 飛行性能 、 操縱性 和 穩定性 初步 計算的依據 。 在概念設計階段，根據飛機戰術技術要求可以采用統計數據和經驗公式迅速估算出飛機的空機重量和起飛 重量，然而在初步設計階段則必須進行較為詳細的分類重量估算。從本質上看，飛機是各種零部件、設備或附件成品、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 結構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、結構重量和總重。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件組成， 它 的重量 占據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。 機翼結構重量 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 、 前后緣結構、翼尖結構、 防火隔板等 等 。總重 則 是在結構重量 的 基礎上再增加 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、應急、液壓等系統重量。 在飛機設計的不同階 段或者同一設計階段的不同方法中，機翼重量評估的內容側重都會有所不同 ， 但隨著設計過程的推進，評估方法的 詳細程 度和準確 度均不斷 提高，估算所產生的誤差 也 逐步減少。 概念 設計階段飛機重量估算工作的基本內容是按照 飛機設計 要求，論證飛機的總重和各部 件 、 系統的重量，并綜合其他專業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 飛機主要性能參數和 幾何 外形參數 即可 ，所以 本階段的 評估對象是 機翼 總重或結構重量， 而且 多 采用較為 粗略的 估算 方法 計算得到 ，如 相對重量系數法、統計分析法（即經驗公式法）、單位面 積估算法、單位體積估算法等 2。 飛機總體設計中機翼重量評估方法研究 2 初步設計階段 ，設計人員 根據 正式確定的戰術技術要求或使用技術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備、系統、任務載荷等的裝載，初步布置飛機 結構的承力系統和主承力構件，進行較為詳細的重量計算和重心定位。本階段，由于機翼 的結構形式、 傳力路線、展向 和弦向的結構受力構件 布置、主要零件的材料和構造形式 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 和結構重量 。 本階段 一般采用有限元法對機翼進行 結構 優化設計， 確定初步的 零件 設計參數 ，對 各零件重量進行統計 后 得到機翼結構重量。 進入詳細設計階段后，飛機的所有部件和零構件都將設計完成并發 圖 生產。機翼 結構 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。 一旦部件生產出來 將直接進行稱重 ，若與理論 設計 數據有出入則立即返回設計部門進行 調整修改 。 機翼重量的最終值一般是在飛機開始生產幾年后才可以確定，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% ，方案初步設計階段為 35% ，詳細設計 階段 為 12% 3。 體設計中機翼重量的評估方法 體設計中機翼重量評估方法 概述 總體設計，即方案設計，包含方案的概念性設計和初步設計兩 個 階段 。 起點是 根據國民經濟或國防建設的需要擬定飛機的使用技術性能或戰術技術性能要求 ，終點是 確定飛機總體設計方案的各種參數， 形成滿足設計指標的 最優 設計方案。 飛機 總體設計 是 創造性與科學性結合的過程，是設計方案 從 粗到細、反復論證優選的過程，是 各個專業學科 從耦合到解耦 、綜合協調的 過程， 是反復迭代、多輪逼近的過程。這些特點對總體設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計中一項重要工作，其 研究 方法也應當符合總體設計的特點和要求。具體的特點和要求歸納成如下七條 4 5： 1） 應 具有發散式的快速形成多種粗線條方案的能力； 2） 應 具有對方案不斷進行逐級細化的能力； 3） 具備復雜程度不同的工具，以便適應不同設計階段的不同需求； 4） 盡可 能 多的 考慮各個 專業學科； 5） 盡早的充分考慮學科之間的關聯，以及進行 各 個專業學科的協調和權衡； 6） 應 便于進行設計更改； 7） 能 高效率的進行 大量設計循環和迭代 。 機翼重量評估 方法主要分為經驗方法和理論方法 兩大類 。 快速區別兩種評估手段的方法是看其是否依賴于具有成功經驗的飛機統計 數據。 經驗方法 是隨著飛機的歷史而發展的， 往往 純南京航空航天大學碩士學位論文 3 粹依賴于以往的飛機數據， 復雜程度低， 簡單快速， 可 用于方案設計 的 最初階段。 經驗方法包括 相對重量系數法、統計分析法（即經驗公式法）、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 對傳統構型的飛機 進行估算時 精度 較高 ，而且 沒有考慮其他學科 （如氣動載荷、材料等等） 對機翼重量的影響。 同經驗方法相比 ， 理論方法 估算 精度 較 高， 而且 能考慮氣動、結構等 其他 學科對機翼重量的影響， 采用參數化 建模 技術后可 較好的滿足 前 述 重量估算方