CN109325279A - 一种离散的飞机气动载荷参数化的方法 - Google Patents

一种离散的飞机气动载荷参数化的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109325279A
CN109325279A CN201811066375.2A CN201811066375A CN109325279A CN 109325279 A CN109325279 A CN 109325279A CN 201811066375 A CN201811066375 A CN 201811066375A CN 109325279 A CN109325279 A CN 109325279A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerodynamic loading
loading pressure
discrete
pressure coefficient
coefficient
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201811066375.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109325279B (zh
Inventor
赵景云
颜悦
霍钟祺
姜良宝
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials
Original Assignee
AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials filed Critical AECC Beijing Institute of Aeronautical Materials
Priority to CN201811066375.2A priority Critical patent/CN109325279B/zh
Publication of CN109325279A publication Critical patent/CN109325279A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109325279B publication Critical patent/CN109325279B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

本发明涉及飞机结构件的强度计算领域，尤其涉及一种将离散的飞机气动载荷参数化并用于有限元结构分析的一种方法。本发明采用专业的数值工具和有限元软件对离散气动载荷压力系数进行参数化处理，使其以节点坐标对应的函数表示出来。通过该函数计算出来的气动载荷压力系数和原始的气动载荷压力系数之间的相对误差不超过10％，可以作为一种方便快捷的工程方法应用在各种飞机结构件的力学计算中。本发明中的载荷回归函数是坐标的函数，不会因为待分析结构网格节点的改变而发生变化。当有限元模重新划分网格模型时，同种载荷工况下的气动载荷压力系数回归函数可以重复使用，大大减少了有限元模型调试时的工作量,极大的提高了工作效率。

Description

一种离散的飞机气动载荷参数化的方法
技术领域
本发明涉及飞机结构件的强度计算领域，尤其涉及一种将离散的飞机气动载荷参数化并用于有限元结构分析的一种方法。
背景技术
气动载荷是飞机机头、机身、机翼等航空器部件所承受的主要载荷。在进行结构件或者组件静强度分析时，由于其结构较为复杂，通常会采用相应的有限元软件进行分析计算，例如ABAQUS、ANSYS、Nastran等。气动载荷一般会以节点压力的形式给出，例如飞机结构表面某点的压力系数。对于某个结构件或者组件而言，就是一系列带节点坐标的离散载荷形式。
以往在利用有限元软件分析过程中，因为要对结构件重新建立三维模型，这时的结构网格节点很难和离散气动载荷的网格节点一一对应，一般的处理方法是选用一个最严苛的压力施加到结构件上，此计算结构得到的结果偏于保守；尤其对于类似直升机有多种飞行姿态对应多种气动载荷的情况下，并不能通过这种计算方法得到最为严苛的飞行工况。
因此，需要引入一种新的更为方便、快捷的气动载荷施加方法得到较为精确的强度计算结果。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机载荷的参数化方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
本发明的技术解决方案是，所述飞机离散气动载荷的处理方法包括如下步骤：
步骤1：根据已有的飞机载荷信息文件，提取待分析结构的节点坐标范围内的离散气动载荷压力系数以及各离散气动载荷压力系数对应的节点坐标值，形成离散气动载荷压力系数信息文件；
步骤2：对离散气动载荷压力系数信息文件中节点坐标范围内的数据进行分析，找出离散气动载荷压力系数和各节点坐标值之间的线性和非线性分布规律，设定自变量和因变量，其中节点坐标值为自变量，节点处的气动载荷压力系数为因变量，形成一个多变量函数，赋予待定系数初始值，初始值大于零或者小于零，通过数值分析工具对离散气动载荷压力系数进行数值回归，得到气动载荷压力系数关于坐标值的回归函数，通过节点坐标值得到气动载荷压力系数的函数值；
步骤3：计算气动载荷压力系数的函数值和离散气动载荷信息文件中的气动载荷压力系数的相对误差，使其在10％的范围内，若相对误差大于10％，对函数进行修正，重新进行数值回归，确定针对待分析结构的气动载荷压力系数回归函数；使离散气动载荷参数化，将参数化后的离散气动载荷压力系数施加在有限元模型上，进行力学性能计算。
所述步骤1采用有限元软件提取待分析结构的节点坐标以及对应的气动载荷压力系数，形成气动载荷压力系数信息文件。
所述步骤2以节点坐标值为自变量、气动载荷压力系数为因变量的函数为多项式，每项前有一个待定系数。
所述数值分析工具为MATLAB，所述有限元软件为ABAQUS。
本发明的有益效果是：
1、本发明中的离散飞机气动载荷参数化方法采用专业的数值工具和有限元软件对离散气动载荷压力系数进行参数化处理，使其以节点坐标对应的函数表示出来。通过该函数计算出来的气动载荷压力系数和原始的气动载荷压力系数之间的相对误差不超过10％，可以作为一种方便快捷的工程方法应用在各种飞机结构件的力学计算中。
2、本发明中的载荷回归函数是坐标的函数，不会因为待分析结构网格节点的改变而发生变化。当有限元模重新划分网格模型时，同种载荷工况下的气动载荷压力系数回归函数可以重复使用，大大减少了有限元模型调试时的工作量。
3、本发明中的主要工作步骤由MATLAB程序实现，不同的气动载荷压力系数的参数化工作用同样的程序文件实现。极大的提高了工作效率。
附图说明
图1是根据本发明一实施例的飞机气动载荷处理方法的流程示意图。
图2为直升机俯仰角α和侧滑角β的示意图。
图3是直升机风挡蒙皮三维网格示意图。
图4是直升机风挡原始气动载荷压力系数的分布图。
图5是直升机风挡回归气动载荷压力系数在的分布图。
具体实施方式
下面结合附图和具体的实施实例对本发明技术方案作进一步的详细描述。所描述的实施例是本发明的一部分实施例，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。
计算待分析结构的力学性能前，需要得到用于表征气动载荷压力系数的函数。图1所示的飞机气动载荷处理方法旨在获得这种函数，其包括如下步骤：
步骤1：已有的载荷信息文件包含多种飞机结构表面蒙皮的网格节点和节点对应的气动载荷压力系数。首先要从原始载荷信息文件中提取待分析结构的气动载荷信息和网格节点坐标。采用有限元软件输出蒙皮节点坐标以及气动载荷压力系数信息，以文件的形式输出，气动载荷信息包括各个节点坐标以及各个节点所对应的气动载荷压力系数。
步骤2：对离散气动载荷压力系数和节点坐标值之间的对应关系进行数值分析，找出离散气动载荷压力系数和坐标值之间的线性和非线性分布规律，假设一个多变量函数，该函数以三个坐标(X、Y、Z)为自变量，坐标值对应的气动载荷压力系数为因变量，形成一个多变量函数，一般设置为多项式，每项前有一个待定系数。
赋予待定系数一系列不等于零的初始值，利用已有的坐标值与气动载荷压力系数值对设定的未知函数进行回归，目的是确定待定系数。从而得到回归函数。函数回归工作在matlab等数值分析软件中进行。如图4为原始气动载荷压力系数的分布规律图，图5为回归函数计算出来的气动载荷压力系数的分布规律图。
步骤3：计算气动载荷压力系数回归值和气动载荷压力系数原始值的相对误差，使平均相对误差不大于10％。当使其平均误差值在允许范围内，确定该回归函数。当相对误差超过允许范围，可对多项式函数进行修正，重复步骤2。直至得到满足误差允许条件的回归函数。
确定了待定系数的回归函数，通过任意坐标值可以计算出该点的气动载荷压力系数值。有限元软件中以ABAQUS为例，可以施加以坐标为变量的载荷函数。前面得到的气动载荷压力系数函数，可以施加在有限元模型表面。
对于本领域技术人员而言，本发明不仅限于上述示范性实例的细节，而且在不背离本发明的精神和基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明中的技术内容，都应包含在本发明所要求保护的范围内。
实施例：
根据直升机的俯仰角α和侧滑角β不同，可以将直升机分为若干种飞行工况。图2所示为直升机俯仰角α和侧滑角β的示意图。
下面选取其中一种飞行工况的气动载荷压力载荷系数参数化作为实施例进行说明。
图3是某种直升机风挡蒙皮的3D网格图；图4则是离散的气动载荷压力系数在风挡蒙皮节点上的分布图。
(1)提取风挡蒙皮的气动载荷压力系数信息文件，文件中包括蒙皮节点坐标以及各个节点所对应的气动载荷压力系数。
(2)假设一个以x、y、z三个坐标为自变量的函数：
设定待定系数初始值：a0＝1，a1＝1，a2＝1，a3＝1，a4＝1，a5＝1，a6＝1，a7＝1，a8＝1，a9＝1
利用Matlab里的nlinfit回归函数确定系数a0～a9的值如下：
a0＝0.2721，a1＝0.3118，a2＝-3.1148，a3＝14.8490，a4＝6.3261，a5＝-417.6138，a6＝0.0043，a7＝-0.0109，a8＝0.0223，a9＝133.2567。
将上述a0～a9的值带入公式(1)中得到
通过该公式(2)计算得到的气动载荷压力系数分布图如图5所示。可以看出其与原始气动载荷分布规律(图4)相同，但有一定偏差。
(3)计算得出的气动载荷压力系数相对于原始气动载荷压力系数的相对误差平均值为-4.5％，小于10％。
(4)计算其它几种飞行工况的误差平均值如下表：
飞行工况 相对误差平均值 飞行工况 相对误差平均值
V＝38m/s，β＝90° 1.0％ V＝88m/s，α＝-18° 0.5％
V＝38m/s，β＝-90° -4.5％ V＝94m/s，β＝-15° -0.3％
V＝54m/s，α＝-50° 5.8％ V＝95m/s，α＝-10° 8.2％
V＝75m/s，α＝35° 9.0％ V＝80m/s，α＝27° 1.8％
由表中可以看出其余各个工况计算得到的气动载荷压力系数值和原始气动载荷压力系数值得相对误差都在10％以内，确定公式(1)作为此风挡结构件离散气动载荷压力系数的参数化公式。
建立风挡完整的三维模型，将公式(1)计算处理后得到气动载荷函数作为载荷函数施加在有限元模型中。

Claims (4)

1.一种飞机离散气动载荷的参数化方法，其特征在于，所述飞机离散气动载荷的处理方法包括如下步骤：
步骤1：根据已有的飞机气动载荷信息文件，提取待分析结构的节点坐标范围内的离散气动载荷压力系数以及各离散气动载荷压力系数对应的节点坐标值，形成离散气动载荷压力系数信息文件；
步骤2：对离散气动载荷压力系数信息文件中节点坐标范围内的数据进行分析，找出离散气动载荷压力系数和各节点坐标值之间的线性和非线性分布规律，设定自变量和因变量，其中坐标值为自变量，气动载荷压力系数为因变量，形成一个多变量函数，赋予待定系数初始值，初始值大于零或者小于零，通过数值分析工具对气动载荷压力系数进行数值回归，得到气动载荷压力系数关于坐标值的回归函数，通过节点坐标值得到气动载荷压力系数的函数值；
步骤3：计算气动载荷压力系数的函数值和离散气动载荷信息文件中的气动载荷压力系数的相对误差，使其在10％的范围内，若相对误差大于10％，对函数进行修正，重新进行数值回归，确定针对待分析结构的气动载荷压力系数回归函数；使离散气动载荷参数化，将参数化后的离散气动载荷压力系数施加在有限元模型上，进行力学性能计算。
2.如权利要求1所述的飞机离散气动载荷参数化方法，其特征在于，所述步骤1采用有限元软件提取待分析结构的节点坐标以及对应的气动载荷压力系数，形成气动载荷压力系数信息文件。
3.如权利要求1所述的飞机离散气动载荷参数化方法，其特征在于，所述步骤2以节点坐标值为自变量、气动载荷压力系数为因变量的函数为多项式，每项前有一个待定系数。
4.如权利要求1诉述的飞机离散气动载荷参数化方法，其特征在于，所述数值分析工具为MATLAB，所述有限元软件为ABAQUS。
CN201811066375.2A 2018-09-10 2018-09-10 一种离散的飞机气动载荷参数化的方法 Active CN109325279B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811066375.2A CN109325279B (zh) 2018-09-10 2018-09-10 一种离散的飞机气动载荷参数化的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811066375.2A CN109325279B (zh) 2018-09-10 2018-09-10 一种离散的飞机气动载荷参数化的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109325279A true CN109325279A (zh) 2019-02-12
CN109325279B CN109325279B (zh) 2022-05-17

Family

ID=65265708

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811066375.2A Active CN109325279B (zh) 2018-09-10 2018-09-10 一种离散的飞机气动载荷参数化的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109325279B (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110826153A (zh) * 2019-12-04 2020-02-21 中国直升机设计研究所 应用于直升机水中稳定性计算的水作用力模拟、实现方法
CN112287455A (zh) * 2020-10-29 2021-01-29 西北工业大学 一种复杂飞机构型气动载荷批量提取方法
CN113553736A (zh) * 2021-06-25 2021-10-26 江苏锐天信息科技有限公司 一种结构有限元快速加载方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009002392A1 (de) * 2009-04-15 2010-11-04 Airbus Deutschland Gmbh System und Verfahren zur Bestimmung von lokalen Beschleunigungen, dynamischen Lastverteilungen und aerodynamischen Daten bei einem Luftfahrzeug
CN106156444A (zh) * 2016-07-27 2016-11-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机气动载荷处理方法及飞机强度计算方法
CN108052772A (zh) * 2017-12-30 2018-05-18 北京航空航天大学 一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法
CN108363843A (zh) * 2018-01-25 2018-08-03 北京航空航天大学 一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性全机配平方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009002392A1 (de) * 2009-04-15 2010-11-04 Airbus Deutschland Gmbh System und Verfahren zur Bestimmung von lokalen Beschleunigungen, dynamischen Lastverteilungen und aerodynamischen Daten bei einem Luftfahrzeug
CN106156444A (zh) * 2016-07-27 2016-11-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机气动载荷处理方法及飞机强度计算方法
CN108052772A (zh) * 2017-12-30 2018-05-18 北京航空航天大学 一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法
CN108363843A (zh) * 2018-01-25 2018-08-03 北京航空航天大学 一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性全机配平方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
陆浦; 李小军; 汤家力: "气动载荷在等参形函数表达方式下的合力理论解", 《江苏科技信息》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110826153A (zh) * 2019-12-04 2020-02-21 中国直升机设计研究所 应用于直升机水中稳定性计算的水作用力模拟、实现方法
CN112287455A (zh) * 2020-10-29 2021-01-29 西北工业大学 一种复杂飞机构型气动载荷批量提取方法
CN113553736A (zh) * 2021-06-25 2021-10-26 江苏锐天信息科技有限公司 一种结构有限元快速加载方法
CN113553736B (zh) * 2021-06-25 2024-06-07 江苏锐天智能科技股份有限公司 一种结构有限元快速加载方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109325279B (zh) 2022-05-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109325279A (zh) 一种离散的飞机气动载荷参数化的方法
Steijl et al. CFD analysis of complete helicopter configurations–lessons learnt from the GOAHEAD project
Cosentino et al. Numerical optimization design of advanced transonic wing configurations
CN103984803B (zh) 一种有限元载荷施加方法
Tinoco et al. Progress toward CFD for full flight envelope
CN108959718B (zh) 一种基于有限元的大型船用螺旋桨模态分析及支撑设计优化方法
CN111695193B (zh) 一种全局相关三维气动力数学模型的建模方法及系统
CN107038270B (zh) 一种表面加工残余应力场引起的加工变形的计算方法
Andrejašič et al. A mesh morphing based FSI method used in aeronautical optimization applications
Fornasier HISSS-A higher-order subsonic/supersonic singularity method for calculating linearized potential flow
US20030048269A1 (en) System and method for generating finite element models
Hoang Computational investigation of variation in wing aerodynamic load under effect of aeroelastic deformations
US11120180B2 (en) Methods and systems for conducting a time-marching numerical simulation of a deep drawing metal forming process for manufacturing a product or part
CN109325257B (zh) 一种快速生成飞行载荷分析模型的建模方法
Kao et al. Navier-Stokes calculations for transport wing-body configurations with nacelles and struts
Keye et al. Development of Deformed CAD Geometries of NASA's Common Research Model for the Sixth AIAA CFD Drag Prediction Workshop
CN106227944A (zh) 环形零件的三维模型径向力的施加方法
Cliff et al. Aerodynamic shape optimization using unstructured grid methods
Pandya et al. Automation of structured overset mesh generation for rocket geometries
Barakos et al. CFD for Rotorcraft Recent Progress and new Challenges with the GoAhead case
Haderlie et al. A parametric approach to supercritical airfoil design optimization
CN112287455B (zh) 一种复杂飞机构型气动载荷批量提取方法
Sobieczky Aircraft surface generation
Sobieczky et al. Parameterized supersonic transport configurations
Hess Development and application of panel methods

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant