CN111017248A - 一种飞机机翼的静气动弹性修正方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞机机翼的静气动弹性修正方法，将飞机机翼的气动模型沿航向划分成多个条块，在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力；根据飞机机翼的气动模型求解飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的理论气动力和气动力干扰角；根据全机试验压力分布，确定飞机机翼的升力线斜率实际值和飞机机翼的气动力修正干扰角和飞机机翼的实际气动力干扰角，再通过飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的实际气动力。

Description

一种飞机机翼的静气动弹性修正方法
技术领域
本发明涉及飞机的强度设计领域，具体是一种飞机静气动弹性修正方法。
背景技术
现代飞机的机翼是飞机结构的主要承力、传力部件，其设计技术是飞机设计的核心关键技术之一。机翼在飞行过程中因为结构的柔性影响，在气动载荷作用下会产生几何形状和位置的变化，这种弹性变形变化必然会影响机翼表面气动载荷的分布，又导致了进一步的机翼变形，这就是机翼的气动弹性现象。
对具有大展弦比、弹性翼面结构的飞机来说，机翼结构的静气动弹性变形对气动载荷分布的影响通常是不可忽略的，必须考虑这种载荷分布变化的影响。
现有的静气动弹性修正方法是使用传统的升力线理论对机翼的基础压力分布进行修正，先将机翼按刚性假设进行处理，待求出净载荷后再进行弹性修正。
现有的静气弹传统修正方法使用的是升力线理论，局限性其一是由于对翼面涡单元的升力线斜率取理论值2π，或者取全机的升力线斜率Cya，只适用于缺乏风洞试验数据的情况；其二是升力线理论模型过于简化，用展向布置的马蹄涡替代机翼，没有计入机身、短舱等部件的气动力气动干扰，修正方法不完善。
发明内容
本申请的目的在于提出一种适合大展弦比、亚音速飞机的弹性机翼气动力分布载荷修正方法，该方法是基于升力线理论与风洞试验相结合的气动弹性修正方法。
一种飞机机翼的静气动弹性修正方法，已知飞机机翼的气动模型，已知含该飞机机翼的全机试验压力分布，其特征在于包含以下内容：1)将飞机机翼的气动模型沿航向划分成多个条块，在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力；2)设定飞机机翼的升力线斜率为理论值2π，根据飞机机翼的气动模型求解飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的理论气动力和气动力干扰角；3)根据全机试验压力分布，确定飞机机翼的升力线斜率实际值和飞机机翼的气动力修正干扰角；4)将步骤2)中的气动力干扰角与步骤3)中的气动力修正干扰角相加得到飞机机翼的实际气动力干扰角；5)将步骤3)得出的飞机机翼的升力线斜率实际值以及步骤4)中的飞机机翼的实际气动力干扰角，迭代步骤2)中的飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的实际气动力。
所述的将飞机机翼的气动模型沿肋位的航向位置划分成多个条块，条块的数量不少于飞机机翼的肋位数。
所述条块的划分边界尽可能与全机试验压力分布的测压切面位置吻合。
在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力，马蹄涡的中心位置位于每个条块的1/4弦线上。
马蹄涡的控制点在每个条块的3/4弦线上。
本申请的飞机机翼的静气动弹性修正方法适用于有风洞试验数据的情况，本发明的有益效果在于:用展向布置的马蹄涡替代机翼升力，同时计入了机身、短舱等部件的气动力气动干扰，在有风洞测压试验数据的情况下，用各测压切面的实际升力线斜率Cya替代升力线斜率的理论值2π，是经过工程实践检验的成熟的方法，该方法的适用范围是亚音速大展弦比飞机，可以满足现阶段国内飞机的研制需要。
以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。
附图说明
图1是飞机机翼气动模型及条块划分示意图。
图2是飞机机翼气动模型各条块气动载荷分布示意图。
图中编号说明：1飞机机翼气动模型、2机翼刚轴、3条块
具体实施方式
参见附图，
本申请提出的飞机机翼的静气动弹性修正方法适用于有风洞试验数据的情况。已知飞机机翼的气动模型1，本申请以飞机作纵向俯仰机动状态时的机翼气动模型1为例进行飞机机翼的静气动弹性修正，已知该状态下飞机的攻角，飞行速压，飞行高度，机翼法向气动力系数，机翼的气动力影响系数矩阵，飞机襟翼位置为收上，副翼偏度为零。
已知含该飞机机翼的全机试验压力分布，这里的风洞试验是指对全机进行高速风洞测压试验，可以得到包含飞机机翼、机身、短舱在内的全机组合体的各测压切面对应的测压点位置处的试验压力分布数据，该数据充分考虑了机身、短舱等部件对飞机机翼的气动干扰。
对飞机机翼的静气动弹性修正方法如下：将飞机机翼1气动模型沿航向划分成多个条块3，该条块3的分割线必须垂直于机翼刚轴。实施中，条块的划分边界尽可能与全机试验压力分布的测压切面位置吻合。条块的数量不少于飞机机翼的肋位数。图1中将飞机机翼气动模型沿航向划分成20个条块。在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力；马蹄涡的参考点为每个条块的1/4弦线上，控制点在每个条块的3/4弦线上。本算例仅考虑气动力产生的机翼弹性变形，故忽略了惯性力的影响，计算模型不包含机翼质量分布；
计算时，首先设定飞机机翼的升力线斜率为理论值2π，根据飞机机翼的气动模型求解飞机机翼的气动力基本方程[S]{F}＝2q{{αr}+{αg}}，其中[S]为飞机机翼的气动力影响系数矩阵，表示飞机机翼气动模型上各条块气动力对其他位置条块气动力的影响程度因子。{ar}是飞机的攻角、{ag}是飞机机翼的气动力干扰角，q是飞行速压，[S],{ag}从飞机几何外形可计算得到。{F}是飞机机翼气动模型上各条块的气动力，若攻角{ag}已知，由气动力基本方程可以计算出飞机机翼气动模型上各条块的气动力{F}。
通过上述飞机机翼的气动力基本方程计算出飞机机翼各条块的理论气动力和气动力干扰角；
根据全机试验压力分布，确定飞机机翼的升力线斜率实际值Mo和飞机机翼的气动力修正干扰角agi；
将上述的气动力干扰角ag与计算得到的飞机机翼的气动力修正干扰角agi相加得到飞机机翼的实际气动力干扰角(ag+agi)；
将上述的飞机机翼的升力线斜率实际值Mo以及上述飞机机翼的实际气动力干扰角(ag+agi)，再次迭代到飞机机翼的气动力基本方程中，得到得到考虑风洞试验修正后的机翼气动力求解基本方程
Figure BDA0002317437940000041
计算出飞机机翼各条块的实际气动力。该实际气动力就是充分考虑了机翼弹性变形和机身、短舱等部件对机翼的气动干扰后的修正气动力。
经对飞机机翼静气动弹性修正前后的气动力对比分析，发现在气动载荷作用下飞机机翼因静气动弹性影响产生弯曲和扭转变形,顺气流剖面迎角变化量自翼根到翼尖逐渐增大,从而改变了机翼上的气动力分布。
由以上对比分析，可得出以下结论：
经过修正，机翼翼尖附近气动力下降,翼根处气动力增大,在保持载荷系数不变的前提下,翼根处的总剪力不变,中外翼剪力有不同程度的减小,结果导致从翼尖至翼根机翼弯矩逐步降低。
在弹性变形的影响下,机翼压力中心沿展向内移的同时还沿弦向前移,起到了减小平尾配平气动载荷的作用。
由以上结论可见,在计算中考虑了机翼静气动弹性的影响对降低机翼及相关结构的载荷、减轻结构重量具有积极意义。

Claims (5)

1.一种飞机机翼的静气动弹性修正方法，已知飞机机翼的气动模型，已知含该飞机机翼的全机试验压力分布，其特征在于包含以下内容：1)将飞机机翼的气动模型沿航向划分成多个条块，在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力；2)设定飞机机翼的升力线斜率为理论值2π，根据飞机机翼的气动模型求解飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的理论气动力和气动力干扰角；3)根据全机试验压力分布，确定飞机机翼的升力线斜率实际值和飞机机翼的气动力修正干扰角；4)将步骤2)中的气动力干扰角与步骤3)中的气动力修正干扰角相加得到飞机机翼的实际气动力干扰角；5)将步骤3)得出的飞机机翼的升力线斜率实际值以及步骤4)中的飞机机翼的实际气动力干扰角，迭代步骤2)中的飞机机翼的气动力基本方程，计算出机翼各条块的实际气动力。
2.如权利要求1所述的飞机机翼的静气动弹性修正方法，其特征在于，将飞机机翼的气动模型沿肋位的航向位置划分成多个条块，条块的数量不少于飞机机翼的肋位数。
3.如权利要求2所述的飞机机翼的静气动弹性修正方法，其特征在于，所述条块的划分边界尽可能与全机试验压力分布的测压切面位置吻合。
4.如权利要求1所述的飞机机翼的静气动弹性修正方法，其特征在于，在每一个条块上布置一个马蹄涡来代替该条块机翼所产生的升力，马蹄涡的中心位置位于每个条块的1/4弦线上。
5.如权利要求4所述的飞机机翼的静气动弹性修正方法，其特征在于，马蹄涡的控制点在每个条块的3/4弦线上。
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