基于知识工程的机身重量估算方法

基于知识工程的机身重量估算方法

王海强, 王 敏，吴 洋

(中国商用飞机有限公司上海飞机设计研究院，上海 201210)

摘要：重量是飞机的顶层参数，重量估算水平对整个飞机型号至关重要。研究了一种快速、精确的机身重量估算方法，将参数化几何建模和有限元分析方法相结合，快速地建立机身结构有限元模型，初步选择了结构尺寸。利用该方法估算已有机型的机身重量，并对新型布局的机身重量进行估算。结果表明，该方法可以在方案设计阶段对机身重量进行快速、准确的估算，且能评估材料与结构布局参数对机身重量的影响。

关键词：重量估算；知识工程；有限元方法

重量估算对于飞机设计的每个阶段都很重要，因为重量作为关键顶层参数，对飞机性能有着直接影响。机身重量占制造空重的比例较大，约20%～30%。设计初期对该参数的估算应具备准确、快速、参数敏感等特点，以帮助设计人员作出合理决策。

根据飞机研制阶段，现有重量估算方法分为一类重量估算、二类重量估算、二类半重量估算、三类重量估算。其中：一类重量估算适用于设计最初阶段，该方法基于统计数据与简单的性能公式，对最大起飞重量、使用空重、商载重量与燃油重量进行估算。二类重量估算即飞机部件重量估算，该方法基于经验公式，评估飞机布局等参数对部件重量的影响，二类重量估算方法可参见文献[1]～[4]。文献[5]～[7]提出了二类半重量估算，该方法基于工程梁理论选定主承力件的结构尺寸，而其余结构通过已有统计数据拟合进行估算。文献[8]～[10]使用三类重量估算，通过有限元方法对结构主承力件进行受力分析，进而决定结构尺寸。

以上重量估算方法具有一定的局限性：一类、二类、二类半重量估算使用方法过于简化，不能充分考虑材料或者结构布局对重量的影响；三类重量估算为了给结构分析提供输入参数，需要较多重复性的前处理工作，重量估算耗时较长。

本文提出了一种基于知识工程的机身重量估算方法，适用于飞机总体方案设计阶段，能够克服上述重量估算方法的局限性，具有快速、准确、对结构布局与材料参数敏感的特点。

1 基于知识工程的机身重量估算方法

为了克服已有重量估算方法的局限性，开发了一种机身重量估算平台，即机身设计工程引擎(fuselage design and engineering engine)。平台各模块的耦合关系如图1所示。飞机机身设计工程引擎实际上是文献[11]～[12]所提出的设计工程引擎的一种。平台由以下模块组成。

1.1 设计输入

设计输入主要包括飞机客舱布置、各升力面的布局参数、飞机的性能参数、总体布局参数、载荷计算参数、材料与结构布局类参数。

1.2 飞机多学科模型生成器

飞机多学科模型生成器是一种基于知识工程(knowledge based engineering)的飞机参数化模型[11]，用于支持飞机级多学科设计优化。本重量估算平台采用飞机多学科模型生成器，并在此基础上进一步开发了机身结构模型，模型包括机身蒙皮、长桁、框等机身结构。飞机多学科模型生成器由两种不同的子模块构成：高层次元(high level primitive)、功能块(capability module)。其中，高层次元如同积木单元，通过组合积木单元可以获得多种机身结构布局形式。图2给出了机身结构模型中各HLP的爆炸视图。功能块是用来抽取多学科模型生成器中的数据，按照其他模块所需要的格式输出。本研究最具挑战性的工作之一是开发了一种PCL-writer功能块，能够自动输出NASTRAN输入文件所需的单元坐标、载荷、材料属性、边界条件等数据。

图1 各模块耦合关系图

图2 机身结构模型中各HLP的爆炸视图

1.3 载荷计算

重量估算平台具备载荷计算功能。典型的载荷工况包括飞行机动工况、着陆工况、地面机动工况等。模块使用MATLAB实现，集成气动开源软件AVL，用于气动力计算。图3给出了气动载荷加载流程。

1.4 基于有限元的结构尺寸计算

该模块具有两个子模块：PATRAN/NASTRAN，用于计算典型工况下机身壁板的内应力；MATLAB程序Panel Sizing，用于确定机身壁板(蒙皮与长桁)的结构尺寸。考虑到的结构失效形式有：蒙皮、长桁在拉伸与压缩的材料强度；蒙皮屈曲；长桁屈曲，含轴压整体屈曲、底板屈曲、腹板屈曲；壁板的欧拉屈曲；疲劳载荷下蒙皮疲劳初始强度；损伤容限载荷工况下两框/两桁间蒙皮开口。

图3 气动载荷加载流程

1.5 机身重量计算

机身重量计算模块在知识工程系统下实现。机身壁板重量由基于有限元的结构尺寸计算模块得到，而其余结构重量(例如地板、连接件重量等)通过文献[1]和[13]中的经验公式计算得到。两者相加可得机身总重。

2 应用实例

2.1 传统机身

利用多种机型对平台的估算精度进行验证，机型如下： ATR 42(上单翼布局)、 Fokker 100(T型尾布局)、 B737-200、A320-200和A300B2。图4给出了某下单翼传统尾翼布局飞机的几何外形、结构有限元模型和气动涡格模型。验证机型所需的几何、结构数据摘自文献[1]、[14]和[15]。材料属性与强度见表1[15]。机身框距数据较难获取，初步预估在600mm。

由表2和表3可知，平台估算误差为5%～10%，估算精度要比传统Torenbeek提出的二类估算方法以及其更新后的二类估算方法[2]高。

2.2 新型布局机身

意大利比萨大学与荷兰代尔夫特理工大学联合提出一种联翼飞机设计方案，其中飞机载客量为300人，最大起飞重量为236 160kg。机身总长51m，机身最大宽度5.3m。机翼参考面积共401m2，前后翼后掠角分别为+35°与-18°。初始机身重量估算为21 060kg。图5给出了平台生成的几何外形、结构有限元模型和气动涡格模型。估算结果见表4。结果表明，平台给出的计算结果比初始预估的重量值高出8%。这主要是因为后翼较重，在着陆冲击工况下会导致后机身弯矩变大，需要相应地增大机身结构尺寸。

图4 平台生成几何模型、结构模型、气动模型示例 表1 材料属性与强度

材料ρ/(kg·m-3)E/GPaυσrescircum/MPaσreslong/MPaσhoopmax/MPaσyield/MPaAL20242.70x10372.40.271806995321GLARE42.39x10356.80.3220087110321

表2 平台估算精度验证结果

机型最大起飞重量/kg实际机身重量/kg估算壁板与框重量/kg机身估算误差/%ATR42*1615025871129-1.6Fokker100*45850475824933.3B737-200**45540527726052.9A320-200*7350089383967-8.1A300B2**1369851650293092.5

注：*重量数据摘自文献[1] ；**重量数据摘自文献 [14]。

表3 传统二类估算方法精度 kg

机型最大起飞重量实际机身重量Torenbeek二类重量估算方法[1]Torenbeek二类重量估算方法更新版[2]ATR421615025872155(-16.7%)2708(4.7%)Fokker1004585047585063(6.4%)5003(5.2%)B737-2004554052774594(-12.9%)5568(5.5%)A320-2007350089387473(-16.4%)7107(-20.5%)A300B21369851650218957(14.9%)19270(16.8%)

图5 联翼飞机的机身几何模型、结构模型、气动模型 表4 估算重量对比

kg

初始估算重量Torenbeek二类重量估算方法[1]Torenbeek二类重量估算方法更新版[2]平台估算重量2106021746(+3.3%)13506(-35.9%)22744(+8.0%)

3 结果讨论

3.1 结构布局影响

以Fokker 100机身为例，本文研究了框距与壁板效率参数对机身重量的影响(注：壁板的效率参数(efficiency factor)由长桁类型、间距决定[7])。材料属性参考文献[14]，并在参数化研究中保持不变。采用Latin hypercube来选取试样点以产生响应面，总共20个试样点用来构造重量响应面。图6给出了机身重量随框距、效率参数的变化趋势。3.2 机身材料影响

若将A320-200的机身材料由AL2014换成GLARE 4，利用本平台分析共减重188kg，占机身总重2.1%。

3.3 载荷计算精度影响

载荷计算精度会对重量估算产生影响。首先，本文提出的重量估算方法只对+2.5g与-1.0g的气动载荷进行计算，然而这两点并不能代表整个飞行包线中最严重工况；其次，着陆与地面机动载荷工况下，过载系数是一个预估值，且非对称载荷没有在载荷计算模块中考虑。

图6 机身重量随框距、效率参数的变化趋势

然而预设的过载系数会对估算结果产生较大影响。以上述联翼飞机为例，在着陆冲击载荷工况下，若过载系数由2.5g增大至3.6g，重量由22 744kg增至26 720kg(注：3.6g的过载系数参考文献[16]而得)。

4 结束语

基于知识工程的机身重量估算方法将参数化几何建模和有限元分析方法相结合，实现了重量估算流程的自动化。相对于传统重量估算方法，本方法同时具备快速、准确、参数敏感的特点，可以在方案设计初期分析不同机身设计方案的重量。由于使用了简化后的载荷计算方法，下一步工作将提高载荷计算精度，进而减小机身重量估算误差。

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Implementation of a KBE-based fuselage weight estimation method

WANG Haiqiang, WANG Min, WU Yang

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute,China Commercial Aircraft Corporation Ltd., Shanghai, 201210, China)

Abstract：Weight is an aircraft top parameter. The accuracy level of weight estimation is essential for the entire aircraft project. It proposes a rapid and accurate method for the fuselage weight estimation. The method integrates geometry parametric method and finite element analysis for the airframe structures, quickly generates the finite element model and determines the dimensions of structural members, and obtains the fuselage weight. Taking the data of actual airplanes it verifies the method, and estimates the fuselage weight of an unconventional box wing configuration. Results conclude that the combination of the computational speed, accuracy and sensitivity to the structural layouts and materials makes this tool suitable for aircraft preliminary design.

Key words：weight estimation; knowledge based engineering; finite element method.

DOI：10.3969/j.issn.2095-509X.2017.03.020

收稿日期：2017-01-11

作者简介：王海强(1987—)，男，安徽霍邱人，中国商用飞机有限公司上海飞机设计研究院工程师，博士，主要研究方向为飞机总体设计、多学科设计优化。

中图分类号：V221+.5

文献标识码：A

文章编号：2095-509X(2017)03-0096-04