大型飛機增升裝置氣動機構(gòu)一體化設(shè)計軟件及其應(yīng)用

戴佳驊 劉沛清 欒博語 李慶輝 夏 慧 張雅璇

(北京航空航天大學(xué)，北京 100191)

0 引言

增升裝置，對于提高大型飛機性能尤其是起降性能尤為重要，是飛機設(shè)計中的一項重要技術(shù)。為了提高飛機巡航馬赫數(shù)且不超出機場跑道的限制，增升裝置需要提供較高的額外升力系數(shù)，在起飛構(gòu)型下還需要保證整機有足夠的升阻比，因此傳統(tǒng)增升裝置主要以滿足氣動性能為目標(biāo)進行設(shè)計，其理論最早由A.M.O.Smith[1]整理并總結(jié)。

如今的增升裝置設(shè)計，在氣動性能要求不降的前提下，還需要考慮機構(gòu)可實現(xiàn)性、結(jié)構(gòu)可靠性、噪聲較低等多方面因素，將綜合性能最優(yōu)視為最終目的[2-3]。以新一代遠程寬體客機波音787和A350XWB為例，其前緣增升裝置分別應(yīng)用了密封縫翼和前緣下垂，后緣增升裝置均采用了鉸鏈襟翼[4-5]，同時利用擾流板來控制縫道以提供更好性能。這些新形式的增升裝置帶來了各方面優(yōu)勢，但或多或少對氣動外形和氣動位置的設(shè)計提出了較大約束，極大提升了設(shè)計的難度。

傳統(tǒng)的設(shè)計方法一般采取先氣動后機構(gòu)的串行設(shè)計流程，期間會經(jīng)歷多次的反復(fù)迭代，使各設(shè)計目標(biāo)不斷妥協(xié)。這會消耗大量時間和資源，因此，國內(nèi)外增升裝置的設(shè)計逐漸采用并行的一體化設(shè)計。C.P.Van Dam[2]闡述了增升裝置氣動和機構(gòu)的設(shè)計方法，指出了兩者結(jié)合設(shè)計的必要性。R.S.Pepper等人[6]將結(jié)構(gòu)重量和制造成本作為約束引入氣動設(shè)計中。Daniel Reckzeh[7]和H.Strueber[8]以A380、A400M和A350XWB增升裝置的設(shè)計經(jīng)驗為例，從多角度闡述了一體化的設(shè)計方法可能帶來的經(jīng)濟、安全收益。

本文基于增升裝置氣動機構(gòu)一體化設(shè)計理念，介紹了陸士嘉實驗室所開發(fā)的一款大型飛機增升裝置氣動機構(gòu)一體化設(shè)計軟件。該軟件包括翼身組合體設(shè)計、巡航構(gòu)型設(shè)計、起降構(gòu)型設(shè)計和機構(gòu)設(shè)計模塊，旨在降低增升裝置的設(shè)計難度，提升設(shè)計效率。

1 氣動機構(gòu)一體化設(shè)計軟件

1.1 軟件功能概述

根據(jù)增升裝置氣動機構(gòu)一體化設(shè)計流程，可分為翼身組合體設(shè)計、巡航構(gòu)型設(shè)計、起降構(gòu)型設(shè)計和機構(gòu)設(shè)計四個步驟，其所包含的具體設(shè)計功能如圖1所示，對應(yīng)的軟件主界面如圖2所示。

圖1 軟件功能結(jié)構(gòu)

圖2 軟件主界面

軟件主要基于VB 6.0環(huán)境，結(jié)合Catia進行二次開發(fā)。其中機構(gòu)設(shè)計部分又調(diào)用Qt Creator和C++環(huán)境來編寫。

1.2 翼身組合體設(shè)計模塊

該模塊用于生成機身、機翼以及相應(yīng)整流罩，界面如圖3所示。用戶導(dǎo)入相應(yīng)的機身或機翼截面，并在窗口中調(diào)整相應(yīng)位置，軟件會自動調(diào)用Catia生成模型。其中生成機翼曲面時，考慮到常見商用客機內(nèi)翼段和外翼段的尾緣后掠角相差較大，因此在kink處應(yīng)設(shè)計圓滑過渡，以避免形成尖角。整流罩設(shè)計中，軟件定義了兩組四個變量，分別表示了流向位置、高度和外擴角，均在圖中說明了具體的含義。

圖3 翼身組合體設(shè)計界面

1.3 巡航構(gòu)型設(shè)計模塊

1.3.1 前緣下垂

空客公司最早在其A380內(nèi)段增升裝置上應(yīng)用了前緣下垂設(shè)計。由于不存在縫道，提升了升阻比，降低了噪聲。同時前緣下垂沒有了縫翼的齒條，降低了結(jié)構(gòu)重量并提升了可靠性。

前緣下垂的外形設(shè)計較為簡單，其軌跡為圓錐面，旋轉(zhuǎn)軸處于前緣下翼面附近。設(shè)計過程中主要是求解合適的旋轉(zhuǎn)軸線，形成銜接曲面。在軟件中，用兩個平面各四個參數(shù)來描述，具體含義在窗口中都有示意圖。用戶點擊“切割”后，Catia中會自動生成相應(yīng)編號的前緣下垂曲面和銜接面，并標(biāo)注出旋轉(zhuǎn)軸線。前緣下垂的設(shè)計界面如圖4所示?？紤]到不同飛機可能存在多塊前緣下垂，因此在界面正上方，由用戶輸入操縱面數(shù)量和當(dāng)前開始設(shè)計的編號。

圖4 前緣下垂巡航構(gòu)型設(shè)計界面

1.3.2 前緣縫翼

前緣縫翼是最為常見的前緣增升裝置，能有效提升失速迎角。主翼前緣外形一般為不規(guī)則曲面，因此先在二維平面內(nèi)進行切割曲線設(shè)計。對于普通縫翼，切割曲線采用上下兩條與原翼型相切的NURBS曲線，其具有光滑度高、能局部修改的優(yōu)點。波音公司在最新的787機型外側(cè)縫翼起飛位置設(shè)計上，將縫翼尾緣與主翼上表面相接觸，形成密封構(gòu)型。該構(gòu)型消除了縫翼尾緣脫落渦產(chǎn)生的駝峰噪聲，消弱了縫道高速氣流撞擊縫翼下表面產(chǎn)生的多重離散尖頻噪聲。縫翼運動軌跡為定軸旋轉(zhuǎn)，因此要實現(xiàn)從巡航位置到起飛位置縫翼尾緣一直搭在主翼上，該段主翼前緣曲面必須為圓錐面。切割曲線設(shè)計上，在NURBS上部再銜接一條圓弧線。兩種切割曲線對比如圖5所示。

(a)普通縫翼

切割曲線設(shè)計界面如圖6所示。左上角“基本參數(shù)”區(qū)域，用戶將設(shè)置縫翼上下表面相對干凈機翼弦長的長度，點“切剖面”后軟件自動識別縫翼位置。左下角“曲線形狀”區(qū)域，用戶通過調(diào)整各控制點的位置和曲線次數(shù)，來修改切割曲線的外形。用戶點“計算曲線”后，可在窗口正下方預(yù)覽當(dāng)前曲線，右側(cè)按鍵還可放大/縮小以及平移曲線?；贜URBS曲線的性質(zhì)，還可在右上方窗口中調(diào)整控制點的權(quán)重，進一步修改曲線。如果要求前緣縫翼在起飛卡位時能夠密封縫道，則需要在窗口右側(cè)輸入相應(yīng)的轉(zhuǎn)軸。如果轉(zhuǎn)軸位置未知，可按不密封步驟設(shè)計，待后續(xù)找到合適轉(zhuǎn)軸后再返回該處設(shè)計密封縫翼。

圖6 前緣縫翼切割曲線設(shè)計界面

縫翼切割界面如圖7所示。每段縫翼由內(nèi)外側(cè)兩個平面的切割曲線控制。軟件會根據(jù)用戶設(shè)置，自動生成主翼前緣面并修剪。

圖7 縫翼切割設(shè)計界面

1.3.3 后緣襟翼

后緣襟翼的切割方式和縫翼類似，也是采用兩條NURBS曲線來描述，控制點數(shù)量也相同。圖8為襟翼切割界面，其中包括了擾流板的切割。

圖8 后緣襟翼切割設(shè)計界面

1.4 起降構(gòu)型設(shè)計模塊

在該功能中，將根據(jù)不同的運動方式，設(shè)計各增升裝置在起飛和著陸狀態(tài)的卡位。

1.4.1 前緣下垂

前緣下垂起降位置設(shè)計界面如圖9所示。其運動軌跡為定軸旋轉(zhuǎn)，且轉(zhuǎn)軸一般在靠近下翼面的位置，在外形設(shè)計中已經(jīng)確定。只需再給定起飛和著陸的偏角，就能確定位置。

圖9 前緣下垂起降位置設(shè)計界面

1.4.2 前緣縫翼

前緣縫翼采用齒輪齒條機構(gòu)驅(qū)動，要求定軸旋轉(zhuǎn)，只能滿足巡航起飛或巡航著陸兩個卡位，因此在軟件中提供了四種設(shè)計方式，如圖10所示。第一種為自定義轉(zhuǎn)軸的方式，即用戶提供確定轉(zhuǎn)軸和偏角。此外根據(jù)用戶關(guān)心的展向位置，可提供縫道參數(shù)以供參考。

圖10 縫翼自定義方式設(shè)計起降位置界面

第二種方式為按起飛構(gòu)型設(shè)計，即主要關(guān)注縫翼的起飛性能，界面如圖10所示。對于起降位置設(shè)計，縫道寬度Gap和重疊量Overlap是兩個主要的設(shè)計參數(shù)，由用戶通過氣動設(shè)計的經(jīng)驗給出?？p翼外形為復(fù)雜曲面，為求出滿足縫道參數(shù)的旋轉(zhuǎn)軸，軟件采用迭代的方式近似求解。迭代基于三個假設(shè)：

1)旋轉(zhuǎn)軸的外側(cè)軸點只影響外側(cè)縫道參數(shù)；

2)軸點的X坐標(biāo)(流向)只影響縫道寬度Gap，Y坐標(biāo)(高度方向)只影響重疊量Overlap；

3)線性假設(shè)，即縫道寬度改變量正比于X坐標(biāo)改變量，縫道重疊量改變量正比于Y坐標(biāo)改變量。

縫翼旋轉(zhuǎn)軸的位置一般位于其尾緣的正下方，因此根據(jù)當(dāng)?shù)叵议L計算初始轉(zhuǎn)軸，設(shè)置合理的迭代次數(shù)與迭代精度，軟件會自動尋找滿足要求的縫翼位置。在窗口的最下方會顯示當(dāng)前迭代步下的旋轉(zhuǎn)軸參數(shù)。此外給定著陸偏角，軟件能計算出在當(dāng)前旋轉(zhuǎn)軸下，著陸位置的縫道參數(shù)。第三種方式為按著陸構(gòu)型設(shè)計，其本質(zhì)和第二種方式類似。

圖11 縫翼按起飛位置設(shè)計起降位置界面

第四種方式為起飛、著陸位置協(xié)調(diào)設(shè)計。該方法為平衡兩者的實際需求，界面如圖12所示。用戶給定起飛和著陸性能的需求權(quán)重，軟件計算出介于兩者中的旋轉(zhuǎn)軸，并提供兩個剖面的縫道參數(shù)以供參考。

圖12 縫翼按起飛著陸協(xié)調(diào)設(shè)計起降位置界面

1.4.3 后緣襟翼

目前寬體客機常采用的鉸鏈襟翼，運動軌跡也為定軸旋轉(zhuǎn)，前四種設(shè)計方式，與縫翼相似，但加入了擾流板偏轉(zhuǎn)的功能，按起飛構(gòu)型設(shè)計界面如圖13所示。

圖13 襟翼按起飛位置設(shè)計起降位置界面

對于富勒襟翼，其可同時滿足巡航、起飛、著陸三個卡位的需求。其運動軌跡不再是定軸旋轉(zhuǎn)，因此起飛和著陸位置的旋轉(zhuǎn)軸可以不是同一根，且可有軸向位移。第五種方式即為此情況考慮，界面如圖14所示，軟件通過迭代依次求解滿足縫道參數(shù)的起飛、著陸位置。

圖14 襟翼按軸位移方式設(shè)計起降位置界面

1.5 機構(gòu)設(shè)計模塊

1.5.1 剖面信息導(dǎo)出

以縫翼為例，如圖15所示，用戶輸入展向位置后，軟件會自動切割出相應(yīng)的翼型，以供機構(gòu)設(shè)計模塊使用。

圖15 縫翼機構(gòu)剖面翼型導(dǎo)出

1.5.2 機構(gòu)設(shè)計

在本文的機構(gòu)求解中，增升裝置的起飛、巡航位置所對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)軸均已知，因此可通過有限螺旋矩陣進行計算，如式(1)所示。打開狀態(tài)下與增升裝置固聯(lián)的任意一點坐標(biāo)(X2,Y2,Z2)可由其巡航位置(X1,Y1,Z1)用式(2)求得。機構(gòu)設(shè)計通過桿件長度不變約束建立非線性方程組求解，采用牛頓迭代法計算。

(1)

[X2,Y2,Z2,1]T=[RH][X1,Y1,Z1,1]T

(2)

四套機構(gòu)設(shè)計界面如圖16所示。其中前緣采用RSSR空間連桿設(shè)計，前緣縫翼為齒輪齒條機構(gòu)[9]驅(qū)動。簡單鉸鏈襟翼為RSSR空間連桿[10]，復(fù)雜鉸鏈襟翼為RR4S-5RS[11]。在給定機構(gòu)平面翼型和相應(yīng)機構(gòu)參數(shù)后，“計算結(jié)果”區(qū)域?qū)@示求解結(jié)果。其中包括了機構(gòu)各桿件的長度(對于縫翼來說則是齒圈高度)，以及機構(gòu)點在巡航、起飛、著陸三位置的坐標(biāo)。

(a)前緣下垂

2 設(shè)計實例

為驗證軟件功能完整運行，且對各式構(gòu)型飛機均有通用性，本文選取三種飛機進行切割試驗，包括某上單平直翼構(gòu)型通用飛機，某下單后掠翼構(gòu)型商用飛機，以及某翼身組合體構(gòu)型飛機，采用的增升裝置及其機構(gòu)設(shè)計方案如表1所示。

表1 切割實例所用增升裝置構(gòu)型及機構(gòu)

其中通用飛機構(gòu)型機翼平面形狀接近平直翼，采用前緣縫翼+尾緣簡單鉸鏈襟翼的組合進行設(shè)計；商用飛機為考慮起飛升阻比和噪聲需求，前緣內(nèi)段為鉸鏈下垂，外側(cè)為密封縫翼。其機翼內(nèi)段尾緣平直，采用簡單鉸鏈襟翼，而外段有較大后掠角，采用了復(fù)雜鉸鏈襟翼設(shè)計，內(nèi)外段均設(shè)計了擾流板聯(lián)合下偏以控制縫道；翼身融合體構(gòu)型前緣采用縫翼設(shè)計，尾緣中段為鉸鏈襟翼，內(nèi)外側(cè)為復(fù)雜鉸鏈襟翼。

(a)某通用飛機切割實例

根據(jù)起降位置的設(shè)計進行機構(gòu)設(shè)計。圖18展示了縫翼和襟翼的設(shè)計結(jié)果，經(jīng)過運動仿真，在著陸位置誤差分別為0.182 mm和0.112 mm，基本滿足機構(gòu)設(shè)計需求。

(a)前緣縫翼

3 結(jié)論

本文針對大型飛機增升裝置的快速設(shè)計目標(biāo)，結(jié)合了氣動外形的設(shè)計需求和機構(gòu)設(shè)計的約束，基于Catia、VB、Qt等環(huán)境開發(fā)了軟件。軟件包括的翼身組合體、巡航構(gòu)型、起降構(gòu)型、機構(gòu)設(shè)計等模塊，能夠根據(jù)縫道參數(shù)經(jīng)驗值和機構(gòu)約束設(shè)計出合適的起飛、著陸卡位，并配以機構(gòu)，實現(xiàn)了對任意飛機的增升裝置進行快速設(shè)計。突破了一般采取先氣動后機構(gòu)的串行設(shè)計流程的傳統(tǒng)設(shè)計方法，避免了設(shè)計期間會經(jīng)歷的多次反復(fù)迭代，節(jié)約了大量時間和資源，大大降低增升裝置的設(shè)計難度，提升了設(shè)計效率。經(jīng)過多項不同飛機的實例驗證，功能運行正常，具有廣泛的通用性，實現(xiàn)了現(xiàn)代大型飛機先進增升裝置多目標(biāo)綜合最優(yōu)的設(shè)計目標(biāo)。