具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种桁架支撑机翼构型飞机展弦比优化方法，主要包括：

步骤S1、根据给定的多个初始展弦比分别确定飞机的升阻比，其中，每个展弦比对应一个机翼构型。

在一些可选实施方式中，步骤S1之前进一步包括，给定初始展弦比范围，并进行离散，获得各个展弦比离散量。例如将展弦比在15～26之间离散，形成展弦比数组。

步骤S2、根据所述升阻比确定任务燃油质量系数，进而确定任务燃油重量。

根据航程性能Lx0、发动机耗油率Ce、飞行速度V、使用升阻比K0计算任务燃油质量系数Wfulx。

步骤S3、确定空机重量，并基于空机重量确定飞机的起飞重量。

步骤S4、根据任务燃油重量、飞机的起飞重量及公里耗油率确定航程；

步骤S5、根据计算的航程与目标航程之间的差值，调整任务燃油重量，并重复步骤S3-S4，直至由所述任务燃油重量变化带来的起飞重量变化率低于设定值。

该步骤中，根据公里耗油率，航程Lx与航程设计目标值Lx0之差，计算新构型起飞重量wto，计算其与起飞重量初始值wtos的差值Δw、由该差值引起的起飞重量wto的变化率wtx；之后判断计算精度：当wtx大于0.001，计算精度不够，如图2所示，将wto带入wtos，开展新一轮的性能计算，否则计算精度满足要求，计算数据即为最终性能数据。

步骤S6、确定一基于基础展弦比的基础任务燃油重量，计算给定的多个初始展弦比所确定的任务燃油重量相比于基础任务燃油重量的任务燃油节省率。

该实施例中，基础展弦比例如是指展弦比为8，在初始计算之前，可以先进行AR＝8的常规悬臂梁机翼构型飞机性能计算，包括3)根据空机质量系数wkjx、备份燃油质量系数wbfx、任务燃油质量系数Wfulx与装载能力设计值wsz，计算飞机的起飞重量、空机重量与任务燃油重量等。

步骤S7、将所述各机翼构型的任务燃油节省率对该机翼构型的展弦比的导数中确定最大值，以该最大值对应的展弦比作为最终的机翼构型的展弦比。

步骤S6-步骤S7可以采用数组的形式记录，如图1所示，根据常规悬臂梁机翼构型性能数据与大展弦比桁架支撑机翼构型性能数据，计算每个桁架支撑机翼构型的任务燃油节省率wfjx，其中，wfjx＝(wfulo-wfuln)/wfulo,wfulo为AR＝8常规构型计算的任务燃油重量，wfuln为新构型计算的任务燃油重量，将满足设计指标要求的构型构成任务燃油节省率数组wfjxsz，计算每一构型任务燃油节省率对展弦比的导数，生成任务燃油节省梯度数组wfjxdssz；之后在任务燃油节省梯度数组wfjxdssz中寻找最大值，将其对应的展弦比作为展弦比优化值ARopt。

在一些可选实施方式中，步骤S3中，确定空机重量包括：

步骤S31、确定一基于基础展弦比的飞机的起飞重量、空机重量；

步骤S32、基于该基础展弦比的飞机的起飞重量计算该飞机的与机翼相关部件的重量；

步骤S33、基于该基础展弦比的飞机的空机重量，与该飞机的与机翼相关部件的重量，确定该飞机的与机翼无关部件的重量；

步骤S34、计算各给定展弦比的飞机的与机翼相关部件的重量，与基础展弦比的飞机的与机翼无关部件的重量共同构成各给定展弦比的飞机的空机重量。

在一些可选实施方式中，与机翼相关部件的重量的计算包括：计算机翼的重量、计算机身的重量、计算尾翼的重量以及计算起落架的重量。以下分别说明。

(1)机翼重量计算模型

W_wing＝19.938K_XZ×W_TO ^0.389×S_w ^0.843×(1+CosΛ_w0.25)^-1.017AR^0.192×tr^-0.098×(v_DD/100)^0.232×(1+K_lge)^0.407×(1+K_rl)^-1.159+W_hj

上式，K_xz为桁架增强机翼强度、刚度产生的结构减轻修正系数，tr为机翼稍根比，Λ_w0.25为机翼1/4弦长后掠角，W_hj为桁架重量，起落架和发动机影响系数K_lge取值：

K_lge＝0.0,机翼上未装起落架和发动机；

K_lge＝0.2,装有发动机，未装起落架；

K_lge＝0.4,未装发动机，装有起落架；

K_lge＝0.6,机翼上装起落架和发动机。

卸载系数K_rl＝2we.ye/(0.3wto)，we为发动机重量，ye为发动机翼展安装位置。

发动机重量计算模型：

We＝Wto×(T/W)e/(T/W)a

上式，(T/W)a为飞机的推重比，(T/W)e为发动机推重比，涡桨飞机的(T/W)e＝5，涡扇飞机(T/W)e＝8。

(2)机身重量计算模型

Wb＝8.778(v_mD/100)^0.389(1+101.97×p)^0.188×(100×b_mF/L_f)^0.208(b_mFL_f)^0.83×(1+K_fle)^0.357W_sz ^0.202W_TO ^0.172；

上式，p为最大压差，单位10^5Pa，运输机p取0.5；b_mF为机身最大宽度，L_f为机身长度，K_fle为主起落架和发动机安装系数，当机身上安装主起落架，没安装发动机时取0.4。

(3)尾翼重量计算模型

平尾重量计算模型：WH＝7.909W_TO ^0.393S_Hr ^0.694(SH×10/S_Hr)^0.485(1+cos△_H1/4)-1.8t_Hr ^-0.015(V_mD/100)^0.343；上式，W_H为平尾重量，S_Hr为平尾理论面积，S_H为平尾外露面积，△_H1/4为平尾1/4弦长后掠角，t_Hr为平尾根部厚度。

垂尾重量计算模型：W_V＝1.195W_TO ^0.339S_V ^0.742(△_V1/4)^0.039ARV^0.133(λ_V×10)^0.365t_Vr ^0.165(V_mD/100)^0.667；上式，W_V为垂尾重量，S_V为垂尾面积,ARV为垂尾展弦比，λ_V为垂尾稍根比，△_V1/4为垂尾1/4弦长后掠角。

(4)起落架重量计算模型

前起落架重量计算模型：

W_nlg＝0.385×W_ml ^0.781×v_l ^0.454×v_sin ^1.136×L_sn ^0.176×p_tyn ^-0.069

上式，W_nlg为前起落架重量，W_ml为最大着陆重量，v_l为最大着陆速度，v_sin为下沉速度，L_sn为从轮轴到支柱安装点间前起支柱自由状态下的长度，p_tyn为轮胎压力，单位10^5Pa。

主起落架重量计算模型：

上式，W_mlg为主起落架重量，L_sm为从轮轴到支柱安装点间主起支柱自由状态下的长度，L_mac为从主起轮轴到25％MAC点的距离，L_wb为前后轮距，D_sh为减震器行程，p_tym为轮胎压力，单位10^5Pa。

关键参数计算方法

(1)以着陆进场性能要求为约束的机翼面积计算：

S＝9.8*0.75*wto/qap/CLap

qap＝1.225*Vap/2

Vap＝1.3Vs

CLap＝CLmax/1.3

上式CLmax为着陆构型最大升力系数，qap为飞机进场速压，Vap为飞机进场速度，Vs为飞机着陆构型失速速度。

(2)以起飞场长为约束的推重比与推力计算模型：

TW＝0.95*(1.2*WS/cymaxt/Lrun+0.5*(3*f+1/Krun))/Ta

Ta＝ksi*(rou/1.225)^0.85

ksi＝1-0.32*Ma+0.4*Ma^2-0.01*Ma^3

上式，WS为翼载荷，cymaxt为起飞构型最大升力系数，Lrun为起飞滑跑距离，f为滑跑摩擦阻力系数，Lrun为滑跑阶段飞机的升阻比，rou为机场高度的空气密度，Ma为起飞平均速度。

(3)任务燃油重量计算模型：

wful＝Lx0/Cekm

Cekm＝Ce*(wto-0.5wful)/K/V

采用循环迭代计算方法。

(4)不同展弦比构型的尾翼面积计算

SH＝AH*Ca*S/LH

SV＝AV*bw*S/LV

上式，SH为平尾面积，AH为平尾尾容量，LH为平尾尾力臂，Ca为机翼平均气动弦长；SV为垂尾面积，AV为垂尾尾容量，LV为垂尾尾力臂，bw为机翼翼展。

涡桨动力飞机由于其设计升力系数大，巡航与颤振速度小，采用桁架支撑机翼构型的减阻效率高、结构强度与气动弹性问题更容易解决，相比高亚音速涡扇运输机，更适于采用桁架支撑机翼构型。根据本发明提供的方法，对一款大展弦比桁架支撑机翼构型涡桨动力运输机的机翼展弦比进行优化设计，具体实施方式：

步骤1.设计要求：

载重不小于19t，航程不小于3755km，起飞重量不大于72t，备份燃油可续航600km。平飞速度不小于580km/h，颤振速度不小于700km/h，升限不小于8500m，着陆进场速度不大于195km/h。

步骤2.动力系统选择与设计输入

动力系统选择一款推重比为5的涡桨发动机，发动机巡航耗油率为0.6kg/kgf.h。优化设计目标为较展弦比为8的悬臂梁机翼飞机的任务燃油消耗减小量dwfx不小于19％，设计约束：空机重量增大量dwkj不大于5％，任务燃油消耗减小梯度(dwfx/dAR)不小于0.006。

步骤3.展弦比为8的悬臂梁机翼总体参数与性能计算

计算条件：起飞重量初始值取75t，空机重量系数取0.47，计算数据如下：

起飞重量wto为74.52t，空机重量为35.02t，备份燃油2.83t，任务燃油17.667t，巡航升阻比为13.96，翼载荷为486kg/m²，推重比为0.26，机翼面积153.3m²，推力189.9KN.。计算数据表明，常规构型无法满足设计指标要求。

步骤4.变展弦比的桁架支撑机翼构型飞机总体参数与性能计算

展弦比数组为[16 20 25]，不同展弦比桁架支撑机翼构型与悬臂梁机翼构型飞机的重量，升阻比与总体参数对比数据见下表。

计算表明：随着展弦比的增大，巡航升阻比增大，翼载荷减小，推重比增大。展弦比16的空机重量最小，任务燃油减小梯度最大。展弦比25的巡航升阻比与空机重量最大，任务燃油减小梯度最小。

步骤5.确定最优展弦比

不同展弦比桁架支撑机翼构型飞机的任务燃油减小率dwfx，任务燃油减小梯度，升阻比增大率dkx与重量变化率dwtox见下表。

计算表明：展弦比20与25两个构型的任务燃油减小率均大于19％，但展弦比25的任务燃油减小梯度显著下降，不满足任务燃油减小梯度不小于0.006的要求。展弦比20的空机重量增量与起飞重量均满足设计要求，顾20为展弦比最优值。

优化结果：展弦比优化值为20，升阻比相对增量为21.5％，任务燃油减小率为19.9％，任务燃油减小梯度为0.0091，空机重量增大0.25％，起飞重量减小5.03％，机翼面积增大6.6％，推力减小1.1％。

本申请以节省燃油为优化目标，通过对机翼展弦比优化，解决了大展弦比桁架支撑构型运输机提高气动效率与气动弹性、增升装置效率下降、保证颤振强度的结构重量增大之间的设计协调问题。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。