CN105335579A - 一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机载荷设计领域，特别是涉及一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法，解决目前大展弦比飞机载荷设计方法得到的载荷计算结果不够精细和准确的问题。大展弦比飞机飞行载荷设计方法包括如下步骤：对飞机进行机动过程仿真，获取飞行机动过程中运动参数变化的时间历程数据；确定飞机的严重载荷计算状态；步骤三、基于飞行过程中运动参数变化的时间历程数据以及所述严重载荷计算状态，计算飞机的飞行载荷。本发明的大展弦比飞机飞行载荷设计方法能够得到更精细和更准确的舱门载荷。

Description

一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法

技术领域

本发明涉及飞机载荷设计领域，特别是涉及一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法。

背景技术

飞机飞行载荷是指飞机在飞行过程中，作用在飞机各部位上的气动力、弹性力和惯性力的总称。飞机的飞行载荷设计与安全性、可靠性和经济性密切相关。飞行载荷设计得准确，不仅能减小结构重量，满足可靠性和安全性要求，还能提高经济性。

飞行载荷设计是涉及空气动力学、飞行力学、重量、气动弹性、结构强度等学科的多学科综合研究项目，它的确定比较复杂，需要通过理论计算、载荷实测等方法决定。正确地确定飞机飞行载荷是飞机设计的重要内容，是由总体、气动设计转向结构强度设计的桥梁，是结构设计、强度校核的依据，十分重要。

但是，目前的针对大展弦比飞机载荷设计方法，得到的载荷计算结果往往不够精细和准确。

发明内容

本发明的目的是提供了一种大展弦比飞机载荷设计方法，解决目前大展弦比飞机载荷设计方法得到的载荷计算结果不够精细和准确的问题。

本发明的技术方案是：

一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法，包括如下步骤：

步骤一、对飞机进行机动过程仿真，获取所述飞行机动过程中运动参数变化的时间历程数据；

步骤二、确定所述飞机的严重载荷计算状态；

步骤三、基于所述飞行过程中运动参数变化的时间历程数据以及所述严重载荷计算状态，计算所述飞机的飞行载荷。

优选的，在所述步骤三中，是通过CFD计算方法进行飞行载荷计算。

优选的，在所述步骤三中，是基于所述严重载荷计算状态来确定CFD计算状态范围，从而进行CFD计算。

优选的，在所述步骤三中，在所述步骤三中，是通过风洞试验方法进行飞行载荷计算。

优选的，在所述步骤一中对飞机进行机动过程仿真，还获取载荷计算点；

在所述步骤二的确定所述飞机的严重载荷计算状态之前，包括：

步骤2.1、选取载荷监控剖面；

步骤2.2、根据所述载荷计算点绘制部件剖面载荷包络线；

步骤2.3、选取所述载荷包络线上的点作为所述飞机的严重载荷计算状态。

优选的，在所述步骤2.1中，包括：

在所述飞机的每个机翼上沿展向布置至少四个监控剖面，其中，一个监控剖面位于所述机翼根部位置处，一个监控剖面位于所述机翼翼尖位置处，另外两个监控剖面均位于所述机翼上设置有发动机的位置处；

在所述飞机的每个平尾上沿展向布置两个监控剖面，其中，一个监控剖面位于所述平尾根部位置处，一个监控剖面位于所述平尾的中间位置处；

在所述飞机的垂尾上沿展向布置量个监控剖面，其中，一个监控剖面位于所述垂尾根部位置处，一个监控剖面位于所述垂尾的中间位置处；

在所述飞机的机身上顺着气流均匀布置三个监控剖面，且三个监控剖面将所述机身总长四等分。

本发明的优点在于：

本发明的大展弦比飞机飞行载荷设计方法中，首先通过过程仿真获取飞行过程中运动参数变化的时间历程数据，再确定严重载荷计算状态，最后进行舱门载荷计算，得到更精细和更准确的舱门载荷。

附图说明

图1是本发明大展弦比飞机飞行载荷设计方法流程图；

图2是本发明大展弦比飞机飞行载荷设计方法中一个优选实施例的载荷监控剖面分布示意图；

图3是图2中垂尾部分的荷监控剖面分布示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例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。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1至图3对本发明大展弦比飞机飞行载荷设计方法做进一步详细说明。

本发明提供了一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、可以依据规范(军机、民机不同的规范)对飞机进行机动过程仿真，获取飞行机动过程中运动参数变化的时间历程数据，还获取载荷计算点。机动过程仿真是载荷计算的基础之一，机动仿真计算需要建立飞机运动的仿真数学模型，在飞机运动仿真软件开发的基础上，采用优化操纵输入量的方式使飞机按照机动动作要求飞行，计算得到飞行过程中运动参数变化的时间历程数据，用于各部件的载荷计算。

步骤二、确定所述飞机的严重载荷计算状态。飞机在空中可做各种各样的机动动作，而从强度分析的角度出发，往往是关注飞机在飞行中受载最严重的动作情况，因此需要筛选严重载荷计算状态。

步骤三、基于所述飞行过程中运动参数变化的时间历程数据以及所述严重载荷计算状态，计算所述飞机的飞行载荷。

本发明的大展弦比飞机飞行载荷设计方法中，首先通过过程仿真获取飞行过程中运动参数变化的时间历程数据，再确定严重载荷计算状态，最后进行舱门载荷计算，得到更精细和更准确的舱门载荷。

进一步，在本发明的大展弦比飞机飞行载荷设计方法的步骤三中，可以通过多种适合的方式计算飞机的飞行载荷。例如，可以使用理论气动力数据、通过CFD计算方法以及通过风洞试验方法等其中一种方法来进行飞行载荷计算。

通过CFD计算方法具体是基于步骤二中严重载荷计算状态来确定CFD计算状态范围，从而进行CFD计算。

风洞试验方法是依据飞机外形和操纵面的特点建立气动力计算模型，再依据质量分布建立质量模型以及建立气动/结构耦合模型，进一步，基于步骤二中严重载荷计算状态，再使用风洞试验数据进行飞行载荷计算。其中，风洞试验数据的获取可以通过风洞试验获取，在进行风洞试验时可以根据例如CFD计算结果中的CFD数据来确定飞机的压力分布变化规律。

进一步，在本发明的大展弦比飞机飞行载荷设计方法中，在步骤二的确定飞机的严重载荷计算状态之前，包括如下步骤：

步骤2.1、选取载荷监控剖面。其中，监控剖面可以根据需要进行适合的选择。

本实施例中，特别如图2和图3中所示，具体是在飞机的每个机翼上沿展向布置至少四个监控剖面(分别为图2中W1、W2、W3、W4)，其中，一个监控剖面位于机翼根部位置处，一个监控剖面位于机翼翼尖位置处，另外两个监控剖面均位于机翼上设置有发动机的位置处。

进一步，在飞机的每个平尾上沿展向布置两个监控剖面(分别为图2中H1、H2)，其中，一个监控剖面位于平尾根部位置处，一个监控剖面位于平尾的中间位置处。

进一步，在飞机的垂尾上沿展向布置量个监控剖面(分别为图2中V1、V2)，其中，一个监控剖面位于垂尾根部位置处，一个监控剖面位于垂尾的中间位置处。

进一步，在飞机的机身上顺着气流均匀布置三个监控剖面(分别为图2中F1、F2、F3)，且三个监控剖面将机身总长四等分。

步骤2.2、依据载荷计算点计算监控剖面的载荷值，根据各部件监控剖面的载荷值分别绘制出剪力-弯矩图和剪力-扭矩图，然后将每张图的外缘点连接起来形成载荷包线。

步骤2.3、根据绘制的载荷包线，选出包线上的点，这些点即是载荷设计点，其对应的参数即为载荷设计状态。将这些点检索出来，合并去掉重复的状态，得到了飞机最终的严重载荷计算状态。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种大展弦比飞机飞行载荷设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、对飞机进行机动过程仿真，获取所述飞行机动过程中运动参数变化的时间历程数据；

步骤二、确定所述飞机的严重载荷计算状态；

步骤三、基于所述飞行过程中运动参数变化的时间历程数据以及所述严重载荷计算状态，计算所述飞机的飞行载荷。

2.根据权利要求1所述的大展弦比飞机飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤三中，是通过CFD计算方法进行飞行载荷计算。

3.根据权利要求2所述的飞机内埋舱舱门载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤三中，是基于所述严重载荷计算状态来确定CFD计算状态范围，从而进行CFD计算。

4.根据权利要求1所述的大展弦比飞机飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤三中，是通过风洞试验方法进行飞行载荷计算。

5.根据权利要求1或4所述的大展弦比飞机飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤一中对飞机进行机动过程仿真，还获取载荷计算点；

在所述步骤二的确定所述飞机的严重载荷计算状态之前，包括：

步骤2.1、选取载荷监控剖面；

步骤2.2、根据所述载荷计算点绘制部件剖面载荷包络线；

步骤2.3、选取所述载荷包络线上的点作为所述飞机的严重载荷计算状态。

6.根据权利要求5所述的大展弦比飞机飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤2.1中，包括：

在所述飞机的每个机翼上沿展向布置至少四个监控剖面，其中，一个监控剖面位于所述机翼根部位置处，一个监控剖面位于所述机翼翼尖位置处，另外两个监控剖面均位于所述机翼上设置有发动机的位置处；

在所述飞机的每个平尾上沿展向布置两个监控剖面，其中，一个监控剖面位于所述平尾根部位置处，一个监控剖面位于所述平尾的中间位置处；

在所述飞机的垂尾上沿展向布置量个监控剖面，其中，一个监控剖面位于所述垂尾根部位置处，一个监控剖面位于所述垂尾的中间位置处；

在所述飞机的机身上顺着气流均匀布置三个监控剖面，且三个监控剖面将所述机身总长四等分。