CN101604353B

CN101604353B - 翼组件的设计方法

Info

Publication number: CN101604353B
Application number: CN2009101595780A
Authority: CN
Inventors: 乔治斯·季米特里亚季斯
Original assignee: Airbus Operations Ltd
Current assignee: Airbus Operations Ltd
Priority date: 2008-06-11
Filing date: 2009-06-11
Publication date: 2013-01-09
Anticipated expiration: 2029-06-11
Also published as: US8165859B2; US20090312989A1; CN101604353A; GB0810645D0

Abstract

本发明涉及一种翼组件的设计方法，更具体而言，涉及一种翼组件有限元模型分析方法。所述翼组件包括主翼元件和多个控制表面。该方法包括：生成翼组件的载荷界面模型，该载荷界面模型包括：定义了一组节点的空间位置的数据，和将每个节点与控制表面之一或主翼元件相关联的数据。生成载荷数据，该载荷数据定义了作用在载荷界面模型的节点上的载荷，并且将载荷数据映射到有限元模型来产生加载的有限元模型。然后，对加载的有限元模型执行应力分析，所述有限元模型可以根据应力分析的结果进行精炼。

Description

翼组件的设计方法

技术领域

本发明涉及一种翼组件(airfoil assembly)的设计方法。

背景技术

在美国航空与航天协会(AIAA)，G.Schuhmacher等人的文章：Multidisciplinary Design Optimisation Of A Regional Aircraft Wing Box，中描述了一种飞行器机翼盒段的传统设计方法。将简化的桁架飞行器模型(BAM)与气动面板模型相结合来分析气动弹性效应。载荷组也采用这种方法来计算由飞行和地面机动所导致的外部载荷。载荷分为气动载荷、惯性载荷和集中载荷，并且随着载荷沿机身、机翼、控制表面等的弹性轴线蔓延，该载何被施加到结构组。

使用如Schuhmacher等人的简化BAM所带来的问题是控制表面和机翼的载荷可能不一致。也就是说，作用在机翼上的载荷和作用在连接在机翼上的控制表面(襟翼、副翼等)上的载荷之和不等于作用在机翼上的总载荷。

发明内容

本发明提供了一种翼组件有限元模型的分析方法，所述翼组件包括主翼元件和多个控制表面，该方法包括以下步骤：

a.生成翼组件的载荷界面模型，该模型包括：

I.定义了一组节点的空间位置的数据，以及

II.将每个节点与控制表面之一或主翼元件相关联的数据；

b.生成载荷数据，该载荷数据定义了作用在载荷界面模型的节点上的载荷；

c.生成所述翼组件的有限元模型，该有限元模型包括：

III.定义了一组节点的空间位置的数据，以及

IV.定义了节点之间的作用力的数据；

d.将载荷数据映射到有限元模型，以产生加载的有限元模型；以及

e.对加载的有限元模型执行应力分析。

将每个节点与主翼元件或控制表面相关联，使得能够更准确地模拟作用在控制表面上的载荷。从而质量更高的数据能够使要生成的设计更加完美。

将每个节点与主翼元件或控制表面相关联的另一个优点是可以生成翼组件的多个载荷界面模型，每个载荷界面模型包括：定义了一组节点的空间位置的数据，和将每个节点与控制表面之一或主翼元件相关联的数据；每个载荷界面模型模拟在不同配置下的控制表面。可以选择这些各种模型中的一种模型，用于处理。

附图说明

现在，将参照附图来描述本发明的实施方式，其中：

图1为计算机执行的飞行器设计方法的流程图；

图2示出了在图1的处理中使用的各种载荷界面模型(LIM：Loadsinterface model)；

图3更加详细地示出了图2中的一种LIM；

图4为示出了具有在不同配置下的控制表面的各种LIM的透视图；以及

图5为示出了具有在不同配置下的控制表面的各种LIM的平面图。

具体实施方式

图1示出了计算机执行的飞行器设计方法。载荷界面模型(LIM)生成器2利用3D计算机辅助设计(CAD)模型1来生成飞行器的LIM，该LIM存储在数据库3中。有限元模型(FEM：finite element model)生成器4也使用3D CAD模型1以生成飞行器的FEM，该FEM存储在数据库5中。

该LIM被精炼到几个步骤，该处理的第一个步骤在图2中的10处示出。在该初始步骤中，LIM含有定义了一组节点的空间坐标的数据，该一组节点代表飞行器的粗略线条模型(stick model)。从而每个节点与机身、左机翼、右机翼、左水平尾翼(HTP)、右HTP或垂直尾翼相关联。图2还示出了LIM的各种精化迭代，这将在下文中进一步描述。

该FEM 5含有定义了一组节点的空间坐标的数据，该数据定义了作用于节点之间的力(如刚性力)，并且FEM 5还含有可选的其他数据，诸如材料性质。返回到图1，节点载荷处理6生成载荷数据，该载荷数据定义了作用在LIM 3的节点上的载荷，该载荷数据存储在数据库7中。载荷数据定义了作用在LIM的节点上的各种力和力矩，即：(Fx，Fy，Fz，Mx，My，Mz)，其中Fx为作用在x方向上的力，Mx为对x轴的力矩，等等。所述载荷数据是通过被称为“线条加载(strip loading)”的处理计算出的，其中所有作用在组件轴的线条上的载荷都聚集在LIM节点的位置，该位置典型地位于与参考轴有关的线条的中央。

载荷数据通常是“设计临界值”。也就是说，载荷数据定义了飞行器在特定一组飞行状况下可能经受的最大载荷。飞行状况由飞行器载荷级别计算器13定义，将在下文中详细地介绍该飞行器载荷级别计算器13。

然后，映射处理8将来自数据库7的载荷数据映射到FEM 5上。如果所述映射是不可接受的，则通过LIM生成器2生成新的LIM并且再次开始节点载荷处理6。如果所述映射是可接受的，则将加载的FEM存储在数据库9中。FEM分析工具12对加载的FEM执行应力分析。然后，FEM分析的输出能够用来根据应力分析的结果精简FEM。

节点载荷处理6的输入(泛称)为来自数据库3的LIM、载荷数据、气动输入数据和质量输入数据(mass input data)。

气动输入数据采用如下方式获得。第一，气动数据处理器17收集来自各种输入(如计算流体动态(CFD)模型)的气动数据，以及通过实验得到的风洞分析数据。气动数据可以例如是在各种不同飞行状况下流经飞行器表面的压力曲线图的形式，以及描述了与该压力曲线相关联的飞行器的几何形状的数据。数据由用户服务数据生成器18存储在用户服务数据库19中。可选的是用户服务数据生成器18可以在将数据存储到数据库19之前修改数据。例如，可以修改基于旧模型的风洞分析数据，以反映在机翼上增加的新襟翼，等等。

载荷数据采用如下方式获得。飞行器载荷级别计算器13接受各种输入并且基于各种飞行状况(如阵风)推导出飞行器整体的载荷级别。该载荷数据包括每个部件(component)(例如襟翼、缝翼和其他控制表面)的载荷数据。载荷数据存储在数据仓库(databank)14中。用户在15处选择载荷数据的子集并且将该子集存储在简约载荷数据库16中。

通过首先在数据库30生成质量模型(mass model)来生成质量数据。该质量数据根据各种输入(诸如，各种控制表面致动器的重量、材料重量等等)生成，并映射到3D CAD模型1的几何形状上。然后，从质量模型推导出大量的质量点31，由质量矩阵处理32对大量的质量点31进行处理(其基于例如燃料量、乘客数量、有效载荷等来选择载荷情况)并在集总质量数据库33和分布式质量数据库34中存储这些质量点31。集总质量数据库33含有与结构上的各种节点相关的质量，而分布式数据库34中则包括与一组分布更广的点相关联的质量。

最初针对具体飞行器几何形状定义了质量数据。然而，质量模型30含有一组比例因数，从而允许根据飞行器几何形状中任意用户定义的变化而成比例地调整质量数据。

来自数据库34的分布式质量数据通过节点质量(NODMASS)模块35映射到LIM。由此导致的惯性力通过质量-LIM结合(MASS-LIMCOUPLING)模块36计算出来并存储到数据库37中。

来自数据库34的燃料质量数据通过燃料-质量(FUMASS)模块38映射到LIM。然后，由此导致的燃料质量作用力存储到数据库39中。

来自简约载荷数据库16的数据由提取器40进行处理，通过调节器41被滤波(例如，使数据平滑)并输入到用户服务模块42。用户服务模块42从数据库19提取气动数据并传递到气动LIM结合(AERO-LIMCOUPLING)模块43，该气动LIM结合模块43将气动数据映射到来自数据库3的LIM，由此产生的数据存储到数据库44中。

然后，来自数据库37、39、44的载荷数据通过变换器45合并为单一数据集，然后在通过检验盒模块46与来自简约载荷数据库16的载荷数据相对比的检验后，存储在数据库7中。检验盒模块46检验来自变换器45的整体载荷数据与来自简约载荷数据库16的数据是否一致。

在图1设计流程中的下一步迭代中，图2中示出的LIM 21替代LIM10。在这种情况下，LIM 21不只是基本的线条模型，并且还包括与机翼、水平尾翼和垂直尾翼的各种控制表面相关联的节点。图3中示出了LIM21的更详细视图。该LIM包括与主翼元件相关联的节点22以及和与各种控制表面(即，偏倾前缘装置、缝翼、襟翼和副翼)分别相关联的节点23-26。因此，LIM 21包括定义了一组节点22-26的空间位置的数据以及将每个节点与主翼元件或一个控制表面相关联的数据。

在设计流程的下一步迭代中，图2中示出的LIM 27替代LIM 21。在这种情况下，LIM 27是LIM 21和3D网格的组合。在设计流程的最终迭代中，图2中示出的LIM 28替代LIM 27。在这种情况下，LIM 28是完全3D网格模型。图4和5是LIM 21的透视图和平面图，示出了如何修改LIM来改变一个或多个控制表面相对于主翼元件的位置和/或方向。图4和5还示出了LIM如何包括两个分离的模型：由AERO-LIMCOUPLING模块43使用的用于气动载荷的气动模型，和由FUMASS模块38及MASS-LIM COUPLING模块36使用的用于惯性载荷的惯性模型。对于所有模型，沿主翼元件的节点22保持固定。

首先考虑气动模型，当偏倾前缘装置和缝翼在收回位置时，LIM的节点分别标明在23a和24a处，而偏倾前缘装置和缝翼在展开位置时，LIM的节点分别标明在23b和24b处。对于惯性模型，当偏倾前缘装置和缝翼在收回位置，LIM的节点分别标明在23c和24c处，而当偏倾前缘装置和缝翼在展开位置时，LIM的节点分别标明在23d和24d处。

从而用户可以选择图4中各种LIM中任意一种来模拟在期望的配置下作用在具有控制表面的机翼上的载荷，该模型通过映射处理8映射到FEM 5上。

尽管上文已经参照一个或更多个优选实施方式描述了本发明，但是应该理解，在不脱离本发明由所附权利要求书限定的范围的情况下可以做出多种变型或改进。

Claims

1.一种翼组件有限元模型的分析方法，所述翼组件包括主翼元件和多个控制表面，该方法包括以下步骤：

a.生成翼组件的载荷界面模型，该载荷界面模型包括：

i.定义了一组节点的空间位置的数据，以及

ii.将每个节点与控制表面之一或主翼元件相关联的数据；

c.生成翼组件的有限元模型，该有限元模型包括：

iii.定义了一组节点的空间位置的数据，以及

iv.定义了作用在节点之间的力的数据；

d.将载荷数据映射到有限元模型，以产生加载的有限元模型；和

e.对加载的有限元模型执行应力分析。

2.根据权利要求1所述的方法，该方法进一步包括以下步骤：

生成翼组件的多个载荷界面模型，每个载荷界面模型包括：

定义了一组节点的空间位置的数据；以及

将每个节点与控制表面之一或主翼元件相关联的数据；

每个载荷界面模型模拟在不同配置下的控制表面；和

选择多个载荷界面模型中的一个载荷界面模型，用于步骤b。

3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述翼包括飞行器机翼。

4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述控制表面包括偏倾前缘装置、缝翼、襟翼或副翼。

5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述载荷数据包括气动载荷数据。

6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述载荷数据包括惯性载荷数据。

7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述载荷数据包括惯性燃料载荷数据。