CN109918694B - 一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机载荷计算技术领域，涉及一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法。本发明先通过对飞机结构离散化形成飞机离散化载荷模型；建立基于载荷模型的气动与质量数据库；进行载荷计算；筛选严重受载情况；转换有限元节点载荷供结构强度设计分析。本发明基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法获得协调一致的载荷结果，减少计算误差，便于严重受载情况的筛选与有限元节点载荷的转换，且实施方便，适用性广。
Description
技术领域
本发明属于飞机载荷计算领域，涉及一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法。
背景技术
飞机从滑跑、起飞、爬升、巡航，直至下滑、着陆或着水，无时不在承受着载荷。飞机设计人员必须对这些受载情况进行计算，找出飞机各个部件最大受载发生情况及其载荷大小与分布，并以此作为飞机结构强度的设计分析依据。一般飞机载荷计算，多采用通过对飞机适用设计规范的要求进行数学建模，以气动力和重量数据作为输入求解出飞机总载荷情况，并以气动压力分布和质量分布数据库对总载荷情况进行飞机部件分布载荷求解，得到部件净载荷，筛选出飞机各部件严重受载情况，转换为供结构强度设计分析的有限元节点载荷。在上述方法中，由于气动力数据与气动压力分布数据通常是通过不同的试验或理论计算方法得到，二者存在不协调的问题，且气动压力分布数据对应的节点与质量分布数据对应的节点常不一致，综合起来会导致载荷计算结果误差，出现全机内力不平衡现象。
发明内容
本发明的目的是提出一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，能够获得协调的飞机载荷结果，为飞机结构强度设计分析提供依据。
本发明的技术方案是：
一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其对飞机结构进行离散化，建立离散化载荷模型，并建立飞机载荷计算输入数据与载荷模型间的映射关系，形成飞机载荷计算数据库，基于载荷计算数据库进行飞机载荷计算，并将载荷计算结果转换为飞机强度有限元模型节点载荷。
所述的基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其步骤如下：
(1)依据飞机几何外形和结构布置特点，对飞机结构进行离散化，建立离散节点集合，形成用于描述飞机及其部件的载荷模型；
(2)将飞机气动分布数据与质量分布数据通过静力等效的原则映射到载荷模型节点上，建立飞机载荷计算数据库；
(3)依据飞机适用的设计规范要求的受载情况，基于载荷模型及飞机载荷计算数据库进行飞机载荷计算，获取飞机载荷结果；
(4)对飞机载荷结果进行筛选，得到飞机各部件的严重受载情况及其结果；
(5)将严重受载情况的载荷结果通过静力等效的原则从载荷模型上转换为强度有限元模型节点载荷，为飞机结构强度设计与分析提供依据。
飞机结构离散化时，根据飞机及部件结构特点，对飞机结构进行离散化分解，形成飞机离散节点集合作为载荷模型。
飞机载荷计算数据库包括飞机载荷计算气动数据库和飞机载荷计算质量数据库。
飞机载荷计算气动数据库是根据静力等效原则，通过样条曲面插值，将飞机不同状态下的气动分布数据，转换为载荷模型离散节点上的气动力数据而获得。
飞机载荷计算质量数据库根据静力等效原则，对飞机不同重量和装载状态下的质量分布进行计算，并转换为载荷模型离散节点上的质量力数据而获得。
载荷模型离散节点数范围是500～2000个。
本发明的有益效果：本发明基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，通过形成与飞机外形几何相似的能描述飞机及其部件的离散化载荷模型，建立基于同一模型节点的气动分布数据与质量分布数据的载荷计算数据库，进行飞机载荷计算，能获得协调一致的载荷结果，减少计算误差，保证全机内力平衡，并便于严重受载情况的筛选与有限元节点力的转换，且实施方便，适应性广。
附图说明
图1是本发明中所述的离散化载荷模型3D示意图。
图2是本发明中所述的离散化载荷模型俯视示意图。
图3是本发明实施例中机身净载荷弯矩包线示意图。
具体实施方式
下面对本发明作进一步详细说明。
本发明的一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，对飞机结构进行离散化，建立离散化载荷模型，并建立飞机载荷计算输入数据与载荷模型间的映射关系，形成飞机载荷计算数据库，基于载荷计算数据库进行飞机载荷计算，并将载荷计算结构转换为飞机强度有限元模型节点载荷，从而可以快速准确的得到飞机载荷结果，具体步骤如下：
(1)依据飞机几何外形和结构布置特点，对飞机结构进行离散化，建立离散节点集合，形成可描述飞机及其部件的载荷模型；
(2)将飞机气动分布数据与质量分布数据通过静力等效的原则映射到载荷模型节点上，建立飞机载荷计算数据库；
(3)依据飞机适用的设计规范要求，进行分析并数学建模，结合载荷模型与载荷计算数据库，进行载荷计算，获取各受载情况下的飞机载荷结果；
(4)对飞机载荷结果进行筛选，得到飞机各部件的严重受载情况及其结果；
(5)将严重受载情况的载荷结果通过静力等效的原则从载荷模型上转换为强度有限元模型节点力，为飞机结构强度设计与分析提供依据。
实施例，针对某型飞机，采用本发明提出的基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，对飞机纵向对称飞行载荷进行了计算，步骤如下：
(1)某型飞机具有单机身、下单翼、平尾置于单垂尾顶端、两侧机翼上各布置一台涡桨发动机、前起落架安装在前机身上、两个主起落架分别布置在两侧机翼上的布局形式。依据飞机几何外形和机翼肋、机身框、平尾肋、垂尾肋、发动机架和起落架结构布置特点，将飞机整体结构进行离散化处理，分成1000节点，建立离散节点集合，形成与飞机几何相似并可用于描述飞机及各部件的离散化载荷模型，参见图1和图2。对于机身，将每一个框以其剖面形心点代替，形成沿机身轴向的离散点阵，表征机身；对于机翼，将每一个肋以其站位弦平面上的离散共线点集代替，形成沿机翼展向和翼肋弦向的离散点阵，表征机翼；对于平尾，将每一个肋以其站位弦平面上的离散共线点集代替，形成沿平尾展向和翼肋弦向的离散点阵，表征平尾；对于垂尾，将每一个肋以其站位弦平面上的离散共线点集代替，形成沿垂尾展向和翼肋弦向的离散点阵，表征垂尾；对于起落架，以轮胎中心点、支柱中心点、支柱与机身或机翼的接头点代替起落架承载系统，表征起落架；对于发动机与发动机架，以与发动机拉力中心线平行的，分别位于机翼上下翼面的两系列共线点阵来代替，表征发动机及发动机架。
(2)根据静力等效原则，通过样条曲面插值，将某型飞机通过CFD计算得到的不同状态下的气动分布数据，转换为载荷模型离散节点上的气动力数据，并保证转换前后的各部件总气动力和压心不变，即转换前后全机气动效果一致，建立载荷计算气动数据库；
(3)根据静力等效原则，对某型飞机不同重量和装载状态下的质量分布进行计算，并转换为载荷模型离散节点上的质量力数据，并保证转换前后各部件总质量和质心不变，即转换前后全机惯性效果一致，建立载荷计算质量数据库；
(4)某型飞机依据《中国民用航空适航规章23部》C分部的条款规定的对称飞行受载情况进行对称飞行载荷计算，对规章条款进行理解分析，并建立数学模型，以上述步骤(2)形成的载荷模型、及步骤(3)和步骤(4)建立的载荷计算数据库为输入，进行载荷计算，得到所有规定的受载情况下飞机的姿态、操纵面偏角及其它运动参数，与载荷模型节点上的气动力和惯性力；
(5)以上述步骤(4)得到的载荷模型节点上的气动力和惯性力为基础，计算不同受载情况飞机机身、机翼和平尾的净载荷剪力、弯矩和扭矩；
(6)对上述步骤(5)得到的不同受载情况下的飞机机身、机翼和平尾上的净载荷剪力、弯矩和扭矩进行筛选，分别得到机身、机翼和平尾的严重受载情况及其载荷结果，机身净载荷弯矩包线筛选结果可参见图3，可以看出，全机内力是平衡的，两端载荷结果均为零；
(7)通过静力等效原则，采用工程处理手段，通过映射关系，将上述步骤(6)得到的严重受载情况的载荷模型节点上的气动力与惯性力转换为强度有限元模型的节点上的力，供结构强度设计分析使用。
本发明的一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，通过依据飞机几何外形与结构布置特点，对飞机结构进行离散化，形成离散点集，建立可描述飞机及部件的离散化载荷模型，载荷模型简洁清晰；根据静力等效原则，将通过风洞试验或理论计算得到的飞机气动分布数据，以样条曲面插值的形式，映射到载荷模型离散点阵上，保证映射前后各部件总气动力和压心不变，全机气动效果一致；根据静力等效原则，将计算得到的飞机质量分布数据，以插值或等效分配的原则，映射到载荷模型离散点阵上，保证映射前后总质量和质心不变，全机惯性效果一致；上述映射后的气动分布和质量分布数据形成基于同一载荷模型的飞机载荷计算数据库；进行载荷计算时，避免了总气动力与气动分布的不协调、避免了总质量与质量分布的不协调、避免了气动分布与质量分布网格不一致，能实现最大限度的数据协调性，减少载荷计算误差，可快速方便地获取载荷结果。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，但本发明的保护范围不局限于此，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)
1.一种基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其特征在于，对飞机结构进行离散化，建立离散化载荷模型，并建立飞机载荷计算输入数据与载荷模型间的映射关系，形成飞机载荷计算数据库，基于载荷计算数据库进行飞机载荷计算，并将载荷计算结果转换为飞机强度有限元模型节点载荷；
所述方法步骤如下：
(1)依据飞机几何外形和结构布置特点，对飞机结构进行离散化，建立离散节点集合，形成用于描述飞机及其部件的载荷模型；
(2)将飞机气动分布数据与质量分布数据通过静力等效的原则映射到载荷模型节点上，建立飞机载荷计算数据库；
(3)依据飞机适用的设计规范要求的受载情况，基于载荷模型及飞机载荷计算数据库进行飞机载荷计算，获取飞机载荷结果；
(4)对飞机载荷结果进行筛选，得到飞机各部件的严重受载情况及其结果；
(5)将严重受载情况的载荷结果通过静力等效的原则从载荷模型上转换为强度有限元模型节点载荷，为飞机结构强度设计与分析提供依据。
2.根据权利要求1所述的基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其特征在于，飞机结构离散化时，根据飞机及部件结构特点，对飞机结构进行离散化分解，形成飞机离散节点集合作为载荷模型。
3.根据权利要求1所述的基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其特征在于，飞机载荷计算数据库包括飞机载荷计算气动数据库和飞机载荷计算质量数据库。
4.根据权利要求3所述的基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其特征在于，飞机载荷计算气动数据库是根据静力等效原则，通过样条曲面插值，将飞机不同状态下的气动分布数据，转换为载荷模型离散节点上的气动力数据而获得。
5.根据权利要求3所述的基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其特征在于，飞机载荷计算质量数据库根据静力等效原则，对飞机不同重量和装载状态下的质量分布进行计算，并转换为载荷模型离散节点上的质量力数据而获得。
6.根据权利要求1所述的基于离散化载荷模型的飞机载荷计算方法，其特征在于，载荷模型离散节点数范围是500～2000个。
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