CN111523181B

CN111523181B - 一种三维蒙皮设计方法

Info

Publication number: CN111523181B
Application number: CN202010545536.7A
Authority: CN
Inventors: 王彬文; 吕帅帅; 杨宇; 王志刚
Original assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Current assignee: AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date: 2020-06-16
Filing date: 2020-06-16
Publication date: 2020-10-23
Anticipated expiration: 2040-06-16
Also published as: CN111523181A

Abstract

本申请属于柔性蒙皮结构设计领域，特别涉及一种三维蒙皮设计方法，所述方法包括：沿柔性蒙皮长度方向设置有多段不同厚度的区域，在每个厚度区域内沿着宽度方向设置有m个展向厚度控制点；构建蒙皮厚度H在宽度方向上的多项式函数，计算多项式函数的参数，从而形成在宽度方向上的蒙皮厚度分布模型；以展向厚度控制点的个数和各控制点的蒙皮厚度值为优化变量，以柔性蒙皮的整体变形误差最小为优化目标，对三维蒙皮结构进行优化设计。本申请在考虑了展向拉伸、压缩和剪切带来的高应变问题，并通过使展向蒙皮厚度连续变化、各翼型截面内长桁位置相同等手段，避免了发生应力集中和长桁扭转的问题，尽量降低了蒙皮和长桁的应变水平。

Description

一种三维蒙皮设计方法

技术领域

本申请属于柔性蒙皮结构设计领域，特别涉及一种三维蒙皮设计方法。

背景技术

与传统高升力装置相比，光滑连续变弯度机翼前缘具有提升气动效率和降低气动噪声的优势。柔性蒙皮作为变弯度机翼前缘的关键组成部分，其变形精度对气动效率的提升具有决定性作用。已有研究成果表明，柔性蒙皮7mm的变形偏差，即可造成机翼的升力系数降低4%，升阻比降低10%。

变厚度柔性蒙皮是变弯度机翼前缘最具应用前景的设计方案，目前对该方案的研究大多集中于二维翼型截面，而其最终的应用对象是具有后掠角和根稍比的三维机翼结构。若将现有二维柔性蒙皮的厚度分布设计方法直接应用于三维结构，柔性蒙皮表面会产生凹凸不平和各翼型截面下垂角度不同的现象，即畸形变形和不协调变形，外形质量无法满足气动要求。

发明内容

为了解决上述技术问题，本申请提供了一种三维蒙皮设计方法，解决三维柔性蒙皮在变形过程中出现的不协调变形和畸形变形问题，使三维柔性蒙皮具有高精度的下垂体外形。

本申请提供的三维蒙皮系统，包括：

机翼前梁，包括梁以及位于所述梁两端的上固定部与下固定部；

柔性蒙皮，呈弯曲条带状，所述柔性蒙皮包括沿长度方向位于条带状两端的第一端与第二端，以及包括沿垂直于条带状长度方向的宽度方向的第一侧与第二侧，所述柔性蒙皮的两端分别固定在所述机翼前梁的上固定部与下固定部上；

多个加强长桁，设置在所述柔性蒙皮的弯曲内表面，各加强长桁沿所述柔性蒙皮的宽度方向自第一侧延伸至第二侧；

连杆机构，其一端设置有第一铰接点及第二铰接点，通过所述第一铰接点铰接到所述机翼前梁上，通过第二铰接点铰接到驱动机构上，连杆机构的另一端连接所述加强长桁；

驱动机构，固定在机翼前梁上，用于驱动所述连杆机构绕铰接点偏转，以带动所述柔性蒙皮变形。

优选的是，所述柔性蒙皮沿所述长度方向设置有多段不同厚度的区域，每个不同厚度的区域内沿长度方向的厚度相同，每个不同厚度的区域内沿宽度方向的厚度变化。

优选的是，每个所述加强长桁均各自设置在一个独立的区域内。

本申请提供的三维蒙皮设计方法，对如上所述的柔性蒙皮的厚度进行设计，所述方法包括：

步骤S1、沿所述柔性蒙皮长度方向设置有多段不同厚度的区域R₁，R₂，…，R_n，在每个厚度区域内沿着宽度方向设置有m个展向厚度控制点P₁，P₂，…，P_m；

步骤S2、构建蒙皮厚度H在宽度方向上的多项式函数，按照展向厚度控制点个数m及展向厚度控制点在宽度方向上的坐标计算所述多项式函数的参数，从而形成在宽度方向上的蒙皮厚度分布模型；

步骤S3、以展向厚度控制点的个数m和n*m个控制点的蒙皮厚度值为优化变量，以所述柔性蒙皮的整体变形误差最小为优化目标，对由所述蒙皮厚度分布模型生成的三维蒙皮结构进行优化设计。

优选的是，步骤S1中，所述展向厚度控制点的个数m通过以下步骤确定：

步骤S11、获取该三维蒙皮的机翼前缘的后掠角及机翼展长；

步骤S12、以所述后掠角与展长的乘积作为厚度控制参数，以该厚度控制参数与所述展向厚度控制点的个数m的比值不高于预设值为条件，确定所述展向厚度控制点的个数m。

优选的是，所述预设值为1.75rad*mm。

优选的是，步骤S1中，所述展向厚度控制点沿柔性蒙皮宽度方向均匀布置。

优选的是，步骤S1中，沿所述柔性蒙皮长度方向设置有多段不同厚度的区域包括：

沿所述柔性蒙皮的第一侧的轮廓为对象，确定厚度区域的第一多个区域分割点；

沿所述柔性蒙皮的第二侧的轮廓为对象，确定厚度区域的第二多个区域分割点；

以所述第一多个区域分割点与所述第二多个区域分割点的并集为三维柔性蒙皮的厚度分割点，对所述三维蒙皮进行长度方向上的多段不同厚度的区域的划分。

优选的是，步骤S2中，多项式函数为m-1次多项式函数。

优选的是，步骤S3中，进一步包括以蒙皮厚度的工程制造要求H∈[1mm,5mm]为优化约束。

本申请提供的三维蒙皮设计方法，考虑到了机翼后掠角和根稍比因素的影响，设计了一种在机翼展向及弦向上具有不同厚度的三维蒙皮，解决了三维后掠机翼前缘的变形不协调和畸形变形问题，为实现真实机翼前缘光滑、连续、高精度的变形提供基础。

本申请在设计过程中考虑了展向拉伸、压缩和剪切带来的高应变问题，并通过使展向蒙皮厚度连续变化、各翼型截面内长桁位置相同等手段，避免了发生应力集中和长桁扭转的问题，尽量降低了蒙皮和长桁的应变水平。

附图说明

图1是本申请三维蒙皮设计方法涉及的三维变弯度机翼前缘结构示意图。

图2是本申请三维蒙皮设计方法的坐标系构建示意图。

图3是翼型截面内柔性蒙皮的厚度分布示意图。

图4是沿展向的蒙皮厚度分布示意图。

图5a-图5c是三维柔性蒙皮结构的厚度区域划分方法示意图。

图6是LSE的计算方法示意图。

其中，1为连杆机构，2为机翼前梁，3为柔性蒙皮，4为加强长桁，5为第一端，6为第二端，7为上固定部，8为下固定部，9为长桁驱动点，10为驱动机构，11为第一铰接点，12为第一侧，13为第二侧，14为翼型截面，15为第二铰接点，16为不同厚度的区域，17为展向厚度控制点，18为前缘线，19为垂线。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，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方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种三维蒙皮设计方法，解决三维柔性蒙皮在变形过程中出现的不协调变形和畸形变形问题，使三维柔性蒙皮具有高精度的下垂体外形。

三维蒙皮系统的结构如图1至图2所示，主要包括：

机翼前梁2，包括梁以及位于所述梁两端的上固定部7与下固定部8；

柔性蒙皮3，呈弯曲条带状，所述柔性蒙皮3包括沿长度方向位于条带状两端的第一端5与第二端6，以及包括沿垂直于条带状长度方向的宽度方向的第一侧12与第二侧13，所述柔性蒙皮3的两端分别固定在所述机翼前梁2的上固定部7与下固定部8上；

多个加强长桁4，设置在所述柔性蒙皮3的弯曲内表面，各加强长桁4沿所述柔性蒙皮3的宽度方向自柔性蒙皮3的第一侧12延伸至第二侧13；

连杆机构1，其一端设置有第一铰接点11及第二铰接点15，通过所述第一铰接点11铰接到所述机翼前梁2上，通过第二铰接点15铰接到驱动机构上10，连杆机构1的另一端连接所述加强长桁4；

驱动机构10，固定在机翼前梁2上，用于驱动所述连杆机构1绕铰接点偏转，以带动所述柔性蒙皮3变形。

以上描述中，柔性蒙皮3的宽度方向一般是指机翼的展向，柔性蒙皮3的长度方向与展向垂直，某些情况下为机翼弦向，即图2或图3的S方向。

在一些可选实施方式中，所述柔性蒙皮3沿所述长度方向设置有多段不同厚度的区域16，每个不同厚度的区域16沿长度方向的厚度相同，每个不同厚度的区域16沿宽度方向的厚度是变化的。

在一些可选实施方式中，每个所述加强长桁4均各自设置在一个独立的不同厚度的区域16内。

本申请提供的三维蒙皮设计方法，对如上所述的柔性蒙皮3的厚度进行设计，所述方法包括：

步骤S1、沿所述柔性蒙皮3长度方向设置有n段不同厚度的区域R₁，R₂，…，R_n，在每个厚度区域内沿着宽度方向设置有m个展向厚度控制点P₁，P₂，…，P_m；

步骤S2、构建柔性蒙皮3的厚度H在柔性蒙皮3宽度方向上的多项式函数，按照展向厚度控制点17的个数m及展向厚度控制点17在宽度方向上的坐标计算所述多项式函数的参数，从而形成在宽度方向上的蒙皮厚度分布模型；

步骤S3、以展向厚度控制点17的个数m和n*m个控制点的蒙皮厚度值为优化变量，以所述柔性蒙皮3的整体变形误差最小为优化目标，对由所述蒙皮厚度分布模型生成的三维蒙皮结构进行优化设计。

参考图1，三维变弯度机翼前缘的结构包含连杆机构1、机翼前梁2、柔性蒙皮3、加强长桁4、长桁驱动点9，其设计流程为先进行柔性蒙皮结构的设计，再根据柔性蒙皮结构的驱动需求开展连杆机构1的设计。本发明主要涉及柔性蒙皮结构的设计。

本发明技术方案的三维柔性蒙皮结构如图2所示，除图1中的柔性蒙皮3、加强长桁4、长桁驱动点9外，柔性蒙皮包括第一端5、第二端6、第一侧12、第二侧13、柔性蒙皮在平面abcd上的翼型截面14、n个沿S方向的不同厚度的区域16，即R₁，R₂，…，R_n、每个厚度区域内的m个展向厚度控制点17，即P₁，P₂，…，P_m、前缘线18、翼型截面14的垂线19以及变弯度前缘后掠角α。其中，翼型截面内沿翼型轮廓线方向形成S坐标系。

本实施例中，以机翼弦向、展向、厚度方向为X、Y、Z方向的笛卡尔坐标系，其中，任一翼型截面14内，三维柔性蒙皮的厚度分布形式如图3所示，即每一个厚度区域R_i内，沿S方向的蒙皮厚度相同；而R_i内沿展向的蒙皮厚度分布如图4所示，由m个沿展向均匀分布的展向厚度控制点17决定，其表达式是展向坐标y的m-1次多项式，例如，针对后掠角α为1°、展长为300mm的变弯度前缘翼段，设置厚度区域Ri内有4个展向厚度控制点17，则其展向坐标分别为0、100mm、200mm和300mm，厚度值分别为H1、H2、H3和H4，区域Ri内的展向蒙皮厚度H可表示为展向坐标y的3次多项式，即：

H(y)=ay³+by²+cy+d；

其中，系数a、b、c、d可通过以下公式确定：

H(0)=H1；H(100)=H2；H(200)=H3；H(400)=H4。

因此，展向蒙皮厚度分布H(y)可表示为H1、H2、H3和H4的函数，即：

H(y)=H(y｜H1,H2,H3,H4)；

同理，当设置厚度区域R_i内有5个展向厚度控制点时，则其展向坐标分别为0、75mm、150mm、225mm和300mm，厚度值分别为H1、H2、H3、H4和H5，蒙皮厚度分布H(y)可表示为

H(y)=H(y｜H1,H2,H3,H4,H5)。

本申请的技术方案中，首先需确保加强长桁4在每个翼型截面14内的S坐标相同，即各加强长桁4沿所述柔性蒙皮3不仅要自第一侧12延伸至第二侧13，还需要沿宽度方向进行延伸，以避免前缘下垂过程中加强长桁4由于扭矩过大而产生损伤。现有研究表明，变弯度机翼前缘的后掠角α仅为1°~3°，三维变弯度前缘翼段在各翼型截面上的形状和尺寸差距较小，因此，加强长桁4位置的S坐标，可以三维翼段在任一翼型截面上的轮廓线为设计对象，依据现有二维设计方法进行设计。其次，由于三维前缘翼段和二维翼型截面沿S方向的变形机理相同，因此三维翼段沿S方向的厚度区域划分准则为可满足该翼段内所有二维翼型截面的厚度区域划分要求。再次，在每个厚度区域内，通过使蒙皮刚度沿展向连续变化，来减小展向拉伸、压缩和剪切对前缘变形形状的影响，以达到提高变形精度的目的。其中，展向拉伸、压缩和剪切力的大小取决于前缘翼段的展向长度和后掠角的大小，展向长度和后掠角越大，蒙皮沿展向的力学行为就越复杂，因此就需要更多的展向厚度控制点来拟合复杂的厚度分布状态。展向厚度控制点17个数的设计准则为：

步骤S11、获取该三维蒙皮的机翼前缘的后掠角及机翼展长；

步骤S12、以所述后掠角与展长的乘积作为厚度控制参数，以该厚度控制参数与所述展向厚度控制点17的个数m的比值不高于预设值为条件，确定所述展向厚度控制点17的个数m。

本实施例中，所述展向厚度控制点沿柔性蒙皮宽度方向均匀布置，例如当形成5个上述展向厚度控制点时，则各展向厚度控制点的展向坐标分别为0、75mm、150mm、225mm和300mm。

本实施例中，所述预设值一般设置为1.75rad*mm，即：

(L*α) /(m*180)<=1.75rad*mm，其中，L为展长，α为后掠角。

如上述实施例中，后掠角α为1°、展长为300mm的变弯度前缘翼段，当m至少为2。

最后，一个区域内的厚度分布由该区域内展向厚度控制点的个数m和各控制点的厚度值共同决定，而蒙皮的变形精度取决于n个区域的整体厚度分布状态，因此，每个厚度区域内的控制点个数m及m*n个控制点的厚度值需通过协同优化设计得到。

在一些可选实施方式中，步骤S1中，沿所述柔性蒙皮3长度方向设置有n段不同厚度的区域包括：

沿所述柔性蒙皮3的第一侧12的轮廓为对象，确定厚度区域的第一多个区域分割点，如图5a；

沿所述柔性蒙皮3的第二侧13的轮廓为对象，确定厚度区域的第二多个区域分割点，如图5b；

以所述第一多个区域分割点与所述第二多个区域分割点的并集为三维柔性蒙皮的厚度分割点，对所述柔性蒙皮3进行长度方向上的多段不同厚度的区域的划分，如图5c。

本实施例中，首先依据现有二维变厚度柔性蒙皮设计方法，以三维前缘翼段在任一翼型截面上的轮廓为对象，设计驱动长桁的位置，并计算驱动位移；其次，依据吕帅帅等人（吕帅帅，王彬文，杨宇，王志刚，基于遗传算法的机翼柔性蒙皮全参数优化设计[J].应用力学学报，2020，37(02)：617-623）提供的二维柔性蒙皮设计方法，分别以三维变弯度前缘翼段两个端面的翼型轮廓为对象，设计沿S方向的厚度区域划分方式，最后综合两个端面的厚度区域划分方式对三维柔性蒙皮进行整体划分，具体方法为：取两个端面厚度区域分割点的并集为三维柔性蒙皮的厚度分割点，以保证该厚度区域划分方式满足三维翼段内所有翼型轮廓的要求。

之后，在步骤S2-S3中，根据后掠角的大小和前缘翼段的展长，按设计原理中给出的设计准则，确定每个区域内展向厚度控制点个数m的基本范围(如m∈[3,5])，并使其沿展向均匀分布，以得到的m的基本范围和蒙皮厚度的工程制造要求(H∈[1mm,5mm])为优化约束，以展向厚度控制点的个数m和n*m个控制点的蒙皮厚度值为优化变量，以柔性蒙皮的整体变形误差为优化目标，开展三维柔性蒙皮结构的优化设计，得到三维变弯度机翼前缘柔性蒙皮的设计方案。

以柔性蒙皮的整体变形误差为优化目标具体是指：在展长为L的三维前缘翼段上，选取k个沿展向均匀分布的翼型截面作为形状控制面，且L/k≈100mm，则可通过使k个翼型截面的实际变形形状与目标变形形状的最小二乘误差(LSE)最小，控制前缘整体变形至目标状态。每个翼型截面LSE的计算方法为：

；

其中p表示翼型轮廓线上形状控制点的个数，其经验取值为100~300，(x _i ,y _i)为第i个形状控制点的目标坐标，(x ^* _i , y ^* _i)为第i个形状控制点的实际变形坐标，如图6所示。则三维柔性蒙皮优化设计的优化目标为：

；

与现有柔性蒙皮设计方法相比，本发明方案通过对沿S方向和展向的蒙皮厚度的优化设计，解决了三维后掠机翼前缘的变形不协调和畸形变形问题，为实现真实机翼前缘光滑、连续、高精度的变形提供基础。其次，本发明在设计过程中考虑了展向拉伸、压缩和剪切带来的高应变问题，并通过使展向蒙皮厚度连续变化、各翼型截面内长桁位置相同等手段，避免发生应力集中和长桁扭转，尽量降低蒙皮和长桁的应变水平。

Claims

1.一种三维蒙皮设计方法，其特征在于，对柔性蒙皮的厚度进行设计，所述方法包括：

步骤S1、沿所述柔性蒙皮长度方向设置有n段不同厚度的区域R₁，R₂，…，R_n，在每个厚度区域内沿着宽度方向设置有m个展向厚度控制点P₁，P₂，…，P_m，其中，所述展向厚度控制点的个数m通过以下步骤确定：

步骤S11、获取该三维蒙皮的机翼前缘的后掠角及机翼展长；

步骤S12、以所述后掠角与展长的乘积作为厚度控制参数，以该厚度控制参数与所述展向厚度控制点的个数m的比值不高于预设值为条件，确定所述展向厚度控制点的个数m；

步骤S2、构建柔性蒙皮的厚度H在柔性蒙皮宽度方向上的多项式函数，按照展向厚度控制点的个数m及展向厚度控制点在宽度方向上的坐标计算所述多项式函数的参数，从而形成在宽度方向上的蒙皮厚度分布模型；

2.如权利要求1所述的三维蒙皮设计方法，其特征在于，所述预设值为1.75rad*mm。

3.如权利要求1所述的三维蒙皮设计方法，其特征在于，步骤S1中，所述展向厚度控制点沿柔性蒙皮宽度方向均匀布置。

4.如权利要求1所述的三维蒙皮设计方法，其特征在于，步骤S1中，沿所述柔性蒙皮长度方向设置有n段不同厚度的区域包括：

以所述第一多个区域分割点与所述第二多个区域分割点的并集为三维柔性蒙皮的厚度分割点，对所述柔性蒙皮进行长度方向上的多段不同厚度的区域的划分。

5.如权利要求1所述的三维蒙皮设计方法，其特征在于，步骤S2中，多项式函数为m-1次多项式函数。

6.如权利要求1所述的三维蒙皮设计方法，其特征在于，步骤S3中，进一步包括以蒙皮厚度的工程制造要求H∈[1mm,5mm]为优化约束。