CN104133926B - 一种弹性气动力特性综合分析方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机气动力设计领域，涉及一种弹性气动力特性综合分析方法的提出，其特征在于，融入型架外形修正技术，并整合到飞机设计流程中，进行弹性气动力特性综合分析，同时考虑了试验验证。第一，建立计算模型；第二，进行型架外形设计；第三，进行试验验证；第四，进行型架外形弹性气动力特性分析。其有益效果是：弹性气动力特性分析更精确、结果更合理。

Description

一种弹性气动力特性综合分析方法
技术领域
本发明属于飞机气动力设计领域，涉及一种弹性气动力特性综合分析方法的提出。
背景技术
气动弹性力学是研究空气动力与飞行器结构弹性变形相互作用及其对飞行影响的学科。它的研究内容涉及空气动力学、飞机结构力学和大气层飞行动力学等方面。飞行器的结构不可能是绝对刚硬的，在空气动力作用下会发生弹性变形。这种弹性变形反过来又使空气动力随之改变，从而又导致进一步的弹性变形，这样就构成了一种结构变形与空气动力交互作用的所谓气动弹性现象。气动弹性对飞行器的操纵性和稳定性会产生显著影响，严重时会使结构破坏或造成飞行事故。因此气动弹性问题是飞行器(特别是一些刚度较小而速度较高的飞机和导弹)设计中需要考虑的一个重要问题。
气动弹性对飞行影响的问题，主要是从结构强度和飞行器的动态特性(操纵性、稳定性)两个方面进行研究的。常遇到的有变形发散、操纵反效和静稳定性影响等气动弹性静力学问题以及颤振、阵风响应、抖振、动稳定性和操纵反应等气动弹性动力学问题。
本发明提及的弹性气动力特性属于气动弹性静力学问题，指的是结构弹性对气动力特性的影响。这种影响在大展弦比飞机上更为明显，因此，这方面的研究主要集中在大展弦比飞机上。
国内外弹性气动力特性分析方法较为成熟，所使用的设计分析方法也基本一致，就是计算巡航外形下的气动力，使用巡航外形结构有限元模型进行静气动弹性计算分析，得到弹性气动力特性计算结果。但这并不符合真实情况，因为飞行器在生产时采用的是型架外形(即地面外形)。对于大展弦比飞机而言，主要是针对巡航外形设计,这样就需要通过静气动弹性修正得到型架外形,保证型架外形在设计巡航状态飞行时,气动性能能够恢复到巡航设计状态。
国内外研究人员已经注意到飞机型架外形修正的重要性，并已开展这方面的工作，尤其是中科院杨国伟研究员带领的团队已开展了多年的研究工作，并形成了较为成熟的修正方法，见论文《基于静气动弹性效应的飞机型架外形修正方法研究》(作者：杨国伟、郑冠男)。但此方法没有融入到飞机设计流程中，也未考虑试验验证。
发明内容
本发明的目的是：提供一种弹性气动力特性综合分析方法，将飞机型架外形修正技术融入其中，并整合到飞机设计流程中，同时考虑了试验验证，实现弹性气动力特性分析精确、结果合理的目标。
本发明的技术方案是：一种弹性气动力特性综合分析方法，其特征在于，包括如下步骤：
第一，建立计算模型：依据飞机外形和操纵面的特点，建立气动力计算模型；依据质量分布建立质量模型；将结构受载后的位移反馈到气动力计算模型上，建立气动/结构耦合模型。
第二，进行型架外形设计：使用巡航外形结构有限元模型和计算流体力学数据(CFD数据)，进行平衡载荷反加载计算，得到型架外形后，以此为基准修改结构有限元模型，使用上述结构有限元模型进行1G平衡载荷计算，将计算出的外形与巡航外形进行对比，评判外形差量；若翼尖位置差量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量相差不超过1°，则1G加载前的外形即为型架外形；若翼尖位置差量相差超过10mm，或者翼尖扭转角差量相差超过1°，则调整设计输入信息为巡航外形初步结构有限元模型和计算流体力学数据(CFD数据)，重新进行修正计算，直到翼尖位置差量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量相差不超过1°。
第三，进行试验验证：依据型架外形设计弹性风洞试验模型，加工生产后进行地面试验和风洞试验；地面试验得到的模型刚度矩阵与仿真计算得到的刚度矩阵相差若超过10％，则更改弹性风洞试验模型刚度水平，使之达到与型架外形仿真计算得到的刚度矩阵相差不超过10％的水平；然后，开展风洞试验，风洞试验得到的翼尖弹性变形量与型架外形仿真计算得到的翼尖弹性变形量相差超过10mm或翼尖扭转角差量相差超过1°，则更改型架外形结构有限元模型的刚度水平，使之达到与型架外形仿真计算得到的翼尖弹性变形量相差不超过10mm和翼尖扭转角差量相差不超过1°，从而验证仿真计算得到的型架外形的合理性。
第四，进行型架外形弹性气动力特性分析。
本发明的优点是：
1)将飞机型架外形修正技术融入弹性气动力特性综合分析中，并整合到飞机设计流程中。
2)考虑了试验验证，提高了分析的准确性。
附图说明
附图1是型架外形修正流程图
附图2是气动力计算模型
附图3是质量模型
附图4是结构有限元模型
具体实施方式
下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。
本发明以某民用客机为例进行研究。
一、建立计算模型。其中，依据飞机外形和操纵面的特点，建立如图2所示的气动力计算模型(计算流体力学模型(CFD模型))；依据质量分布建立如图3所示的质量模型；结构有限元模型见图4。将结构受载后的位移反馈到气动力计算网格上，建立气动/结构耦合模型。
二、依据图1所示的型架外形修正流程进行型架外形设计。使用巡航外形结构有限元模型和计算流体力学数据(CFD数据)，进行平衡载荷反加载计算，得到型架外形后，以此为基准修改结构有限元模型，使用上述结构有限元模型进行1G平衡载荷计算，将此时的外形与巡航外形进行对比，评判外形差量。由于翼尖位置差量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量相差不超过1°，则认定1G加载前的外形即为型架外形。
三、进行试验验证。依据型架外形设计弹性风洞试验模型，加工生产后进行地面试验和风洞试验。由于地面试验得到的模型刚度矩阵与仿真计算得到的刚度矩阵相差不超过10％，则认定型架外形弹性风洞试验模型刚度水平合理。然后，开展风洞试验，风洞试验得到的翼尖弹性变形量与型架外形仿真计算得到的翼尖弹性变形量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量不相差超过1°，则认定仿真计算得到的型架外形是合理的。
四、进行型架外形弹性气动力特性分析。

Claims (1)

1.一种弹性气动力特性综合分析方法，其特征在于，包括如下步骤：
第一，建立计算模型：依据飞机外形和操纵面的特点，建立气动力计算模型；依据质量分布建立质量模型；将结构受载后的位移反馈到气动力计算模型上，建立气动/结构耦合模型；
第二，进行型架外形设计：使用巡航外形结构有限元模型和计算流体力学数据(CFD数据)，进行平衡载荷反加载计算，得到型架外形后，以此为基准修改结构有限元模型，使用上述结构有限元模型进行1G平衡载荷计算，将计算出的外形与巡航外形进行对比，评判外形差量；若翼尖位置差量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量相差不超过1°，则1G加载前的外形即为型架外形；若翼尖位置差量相差超过10mm，或者翼尖扭转角差量相差超过1°，则调整设计输入信息为巡航外形初步结构有限元模型和计算流体力学数据(CFD数据)，重新进行修正计算，直到翼尖位置差量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量相差不超过1°；
第三，进行试验验证：依据型架外形设计弹性风洞试验模型，加工生产后进行地面试验和风洞试验；地面试验得到的模型刚度矩阵与仿真计算得到的刚度矩阵相差若超过10％，则更改弹性风洞试验模型刚度水平，使之达到与型架外形仿真计算得到的刚度矩阵相差不超过10％的水平；然后，开展风洞试验，风洞试验得到的翼尖弹性变形量与型架外形仿真计算得到的翼尖弹性变形量相差超过10mm或翼尖扭转角差量相差超过1°，则更改型架外形结构有限元模型的刚度水平，使之达到与型架外形仿真计算得到的翼尖弹性变形量相差不超过10mm和翼尖扭转角差量相差不超过1°，从而验证仿真计算得到的型架外形的合理性；
第四，进行型架外形弹性气动力特性分析。
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Assignee: Shenyang Aircraft Design Institute Yangzhou Collaborative Innovation Research Institute Co.,Ltd.

Assignor: AVIC SHENYANG AIRCRAFT DESIGN & Research Institute

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Denomination of invention: A Comprehensive Analysis Method of Elastic Aerodynamic Characteristics

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License type: Common License

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