一種彈性氣動力特性綜合分析方法
【專利摘要】本發明屬于飛機氣動力設計領域，涉及一種彈性氣動力特性綜合分析方法的提出，其特征在于，融入型架外形修正技術，并整合到飛機設計流程中，進行彈性氣動力特性綜合分析，同時考慮了試驗驗證。第一，建立計算模型；第二，進行型架外形設計；第三，進行試驗驗證；第四，進行型架外形彈性氣動力特性分析。其有益效果是：彈性氣動力特性分析更精確、結果更合理。
【專利說明】
一種彈性氣動力特性綜合分析方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于飛機氣動力設計領域，涉及一種彈性氣動力特性綜合分析方法的提出。
【背景技術】
[0002]氣動彈性力學是研究空氣動力與飛行器結構彈性變形相互作用及其對飛行影響的學科。它的研究內容涉及空氣動力學、飛機結構力學和大氣層飛行動力學等方面。飛行器的結構不可能是絕對剛硬的，在空氣動力作用下會發生彈性變形。這種彈性變形反過來又使空氣動力隨之改變，從而又導致進一步的彈性變形，這樣就構成了一種結構變形與空氣動力交互作用的所謂氣動彈性現象。氣動彈性對飛行器的操縱性和穩定性會產生顯著影響，嚴重時會使結構破壞或造成飛行事故。因此氣動彈性問題是飛行器(特別是一些剛度較小而速度較高的飛機和導彈)設計中需要考慮的一個重要問題。
[0003]氣動彈性對飛行影響的問題，主要是從結構強度和飛行器的動態特性(操縱性、穩定性)兩個方面進行研究的。常遇到的有變形發散、操縱反效和靜穩定性影響等氣動彈性靜力學問題以及顫振、陣風響應、抖振、動穩定性和操縱反應等氣動彈性動力學問題。
[0004]本發明提及的彈性氣動力特性屬于氣動彈性靜力學問題，指的是結構彈性對氣動力特性的影響。這種影響在大展弦比飛機上更為明顯，因此，這方面的研究主要集中在大展弦比飛機上。
[0005]國內外彈性氣動力特性分析方法較為成熟，所使用的設計分析方法也基本一致，就是計算巡航外形下的氣動力，使用巡航外形結構有限元模型進行靜氣動彈性計算分析，得到彈性氣動力特性計算結果。但這并不符合真實情況，因為飛行器在生產時采用的是型架外形(即地面外形)。對于大展弦比飛機而言，主要是針對巡航外形設計，這樣就需要通過靜氣動彈性修正得到型架外形，保證型架外形在設計巡航狀態飛行時，氣動性能能夠恢復到巡航設計狀態。
[0006]國內外研究人員已經注意到飛機型架外形修正的重要性，并已開展這方面的工作，尤其是中科院楊國偉研究員帶領的團隊已開展了多年的研究工作，并形成了較為成熟的修正方法，見論文《基于靜氣動彈性效應的飛機型架外形修正方法研究》(作者:楊國偉、鄭冠男)。但此方法沒有融入到飛機設計流程中，也未考慮試驗驗證。
【發明內容】
[0007]本發明的目的是:提供一種彈性氣動力特性綜合分析方法，將飛機型架外形修正技術融入其中，并整合到飛機設計流程中，同時考慮了試驗驗證，實現彈性氣動力特性分析精確、結果合理的目標。
[0008]本發明的技術方案是:一種彈性氣動力特性綜合分析方法，其特征在于，包括如下步驟:
[0009]第一，建立計算模型:依據飛機外形和操縱面的特點，建立氣動力計算模型；依據質量分布建立質量模型；將結構受載后的位移反饋到氣動力計算模型上，建立氣動/結構率禹合模型。
[0010]第二，進行型架外形設計:使用巡航外形結構有限元模型和計算流體力學數據(CFD數據)，進行平衡載荷反加載計算，得到型架外形后，以此為基準修改結構有限元模型，使用上述結構有限元模型進行IG平衡載荷計算，將計算出的外形與巡航外形進行對t匕，評判外形差量；若翼尖位置差量相差不超過10mm，同時翼尖扭轉角差量相差不超過1°，則IG加載前的外形即為型架外形；若翼尖位置相差超過10mm，或者翼尖扭轉角差量相差超過1°，則調整設計輸入信息(巡航外形初步結構有限元模型和計算流體力學數據(CFD數據))，重新進行修正計算，直到翼尖位置差量相差不超過10mm，同時翼尖扭轉角差量相差不超過1°。
[0011]第三，進行試驗驗證:依據型架外形設計彈性風洞試驗模型，加工生產后進行地面試驗和風洞試驗；地面試驗得到的模型剛度矩陣與仿真計算得到的剛度矩陣相差若超過10%，則更改彈性風洞試驗模型剛度水平，使之達到與型架外形仿真計算得到的剛度矩陣相差不超過10%的水平；然后，開展風洞試驗，風洞試驗得到的翼尖彈性變形量與型架外形仿真計算得到的翼尖彈性變形量相差超過1mm或翼尖扭轉角差量相差超過1°，則更改型架外形結構有限元模型的剛度水平，使之達到與型架外形仿真計算得到的翼尖彈性變形量相差不超過1mm和翼尖扭轉角差量相差不超過1°，從而驗證仿真計算得到的型架外形的合理性。
[0012]第四，進行型架外形彈性氣動力特性分析。
[0013]本發明的優點是:
[0014]I)將飛機型架外形修正技術融入彈性氣動力特性綜合分析中，并整合到飛機設計流程中。
[0015]2)考慮了試驗驗證，提高了分析的準確性。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0016]附圖1是型架外形修正流程圖
[0017]附圖2是氣動力計算模型
[0018]附圖3是質量模型
[0019]附圖4是結構有限元模型
【具體實施方式】
[0020]下面通過具體的實施例并結合附圖對本發明作進一步詳細的描述。
[0021]本發明以某民用客機為例進行研究。
[0022]一、建立計算模型。其中，依據飛機外形和操縱面的特點，建立如圖2所示的氣動力計算模型(計算流體力學模型(CFD模型))；依據質量分布建立如圖3所示的質量模型；結構有限元模型見圖4。將結構受載后的位移反饋到氣動力計算網格上，建立氣動/結構耦合模型。
[0023]二、依據圖1所示的型架外形修正流程進行型架外形設計。使用巡航外形結構有限元模型和計算流體力學數據(CFD數據)，進行平衡載荷反加載計算，得到型架外形后，以此為基準修改結構有限元模型，使用上述結構有限元模型進行IG平衡載荷計算，將此時的外形與巡航外形進行對比，評判外形差量。由于翼尖位置差量相差不超過10mm，同時翼尖扭轉角差量相差不超過1°，則認定IG加載前的外形即為型架外形。
[0024]三、進行試驗驗證。依據型架外形設計彈性風洞試驗模型，加工生產后進行地面試驗和風洞試驗。由于地面試驗得到的模型剛度矩陣與仿真計算得到的剛度矩陣相差不超過10%，則認定型架外形彈性風洞試驗模型剛度水平合理。然后，開展風洞試驗，風洞試驗得到的翼尖彈性變形量與型架外形仿真計算得到的翼尖彈性變形量相差不超過10mm，同時翼尖扭轉角差量不相差超過1°，則認定仿真計算得到的型架外形是合理的。
[0025]四、進行型架外形彈性氣動力特性分析。
【權利要求】
1.一種彈性氣動力特性綜合分析方法，其特征在于，包括如下步驟:第一，建立計算模型:依據飛機外形和操縱面的特點，建立氣動力計算模型；依據質量分布建立質量模型；將結構受載后的位移反饋到氣動力計算模型上，建立氣動/結構耦合模型； 第二，進行型架外形設計:使用巡航外形結構有限元模型和計算流體力學數據(CFD數據)，進行平衡載荷反加載計算，得到型架外形后，以此為基準修改結構有限元模型，使用上述結構有限元模型進行IG平衡載荷計算，將計算出的外形與巡航外形進行對比，評判外形差量；若翼尖位置差量相差不超過10_，同時翼尖扭轉角差量相差不超過1°，則IG加載前的外形即為型架外形；若翼尖位置相差超過10_，或者翼尖扭轉角差量相差超過1°，則調整設計輸入信息(巡航外形初步結構有限元模型和計算流體力學數據(CFD數據))，重新進行修正計算，直到翼尖位置差量相差不超過10mm，同時翼尖扭轉角差量相差不超過1° ；第三，進行試驗驗證:依據型架外形設計彈性風洞試驗模型，加工生產后進行地面試驗和風洞試驗；地面試驗得到的模型剛度矩陣與仿真計算得到的剛度矩陣相差若超過10%，則更改彈性風洞試驗模型剛度水平，使之達到與型架外形仿真計算得到的剛度矩陣相差不超過10%的水平；然后，開展風洞試驗，風洞試驗得到的翼尖彈性變形量與型架外形仿真計算得到的翼尖彈性變形量相差超過1mm或翼尖扭轉角差量相差超過1°，則更改型架外形結構有限元模型的剛度水平，使之達到與型架外形仿真計算得到的翼尖彈性變形量相差不超過1mm和翼尖扭轉角差量相差不超過1°，從而驗證仿真計算得到的型架外形的合理性； 第四，進行型架外形彈性氣動力特性分析。
【文檔編號】G06F17/50GK104133926SQ201410164076
【公開日】2014年11月5日 申請日期:2014年4月23日 優先權日:2014年4月23日
【發明者】鄧立東, 王文倬, 聶鵬飛, 宗寧, 李榮科, 裴志剛, 趙卓林, 李俊華 申請人:中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所