CN111959817A - 一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，包括：刚性构型气动数据求解、弹性构型气动数据求解、变形水平与气动特性变化对应关系求解、机翼变形限制条件求解；弹性构型气动数据求解通过假设一个机翼变形量，重构飞机模型，求解气动数据；变形水平与气动特性变化对应关系求解，假设不同的变形水平，获取相应的气动特性变化量，机翼变形限制条件求解通过变形水平与气动特性变化的对应关系，结合气动特性允许变化量，求解出机翼变形允许量。本发明在设计之初就可提出机翼变形限制条件，保证气动设计不偏离目标值，同时为结构设计提供参考；减少了气动‑结构设计动作的迭代次数，缩短飞机设计周期；保证飞机设计的高效、准确。

Description

一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，特别是飞翼布局飞机的机翼设计技术领域。

背景技术

飞翼布局飞机是指无尾翼，机身与机翼高度融合设计的一种飞机。此类布局飞机的稳定力矩与操纵力矩主要由机翼以及布置在机翼上的舵面提供，而机翼结构刚度相对较小，在空中飞行时，受气动力的作用，极易产生变形，对飞机的气动特性产生影响。机翼通常发生扭转与弯曲变形，导致流场形态发生改变，机翼载荷重新分布，因此全机的升阻特性、力矩特性等将发生变化。若变形过大，可能导致飞机纵向安定性从稳定变为不稳定，危及飞行安全。因此，在飞机方案设计阶段需采用相应的方法，对弹性变形的气动影响量进行评估，进而给出变形限制条件，为结构强度设计提供依据，保证飞机的飞行安全和性能指标满足要求。

弹性变形限制设计属于结构、气动力、飞行力学等多学科优化设计范畴，目前采用的设计方法大致可分为工程推算与多学科优化方法两种。工程推算指：依据部件气动力，通过改变部件局部气动迎角来等效弹性变形，获得弹性变形与气动变化的对应关系，从而推导出弹性变形要求；多学科优化方法是指：采用气动力学仿真与结构有限元分析相耦合的静气动弹性计算技术，通过优化计算的方式，对结构模型进行优化调整，最终获得符合要求的结果。工程估算属粗放型设计方法，误差较大，在现代飞行器设计中已逐步被淘汰；多学科优化方法符合现代复杂飞行器最优化设计潮流，但要求的计算资源过大，计算效率低，不适用于前期快速设计。因此提出一种简化的机翼弹性变形限制设计方法，满足在方案阶段进行高效、准确设计的要求。

发明内容

本发明提出一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，其目的是：在飞机设计时，通过限制机翼变形量来限制全机气动特性变化，保证气动设计满足设计要求。

本方法采用的技术方案是：

一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，包括：

刚性构型气动数据求解、弹性构型气动数据求解、变形水平与气动特性变化对应关系求解、机翼变形限制条件求解；所述的刚性构型气动数据求解为：不考虑飞机的弹性变形，求解刚性飞机的气动数据；所述的弹性构型气动数据求解为：通过假设一个机翼变形量，重构飞机模型，即为弹性构型，并对之进行气动数据求解；所述的变形水平与气动特性变化对应关系求解，通过假设不同的变形水平，获取相应的气动特性变化量，形成对应关系；所述的机翼变形限制条件求解，通过变形水平与气动特性变化的对应关系，结合气动特性允许变化量，求解出机翼变形允许量，即为机翼变形限制。

本发明的有益效果主要表现在：在飞机设计之初就可以提出飞翼布局飞机的机翼变形限制条件，保证气动设计不偏离设计目标值，同时为结构设计提供参考；减少了气动-结构设计动作的迭代次数，缩短飞机设计周期；保证飞机方案设计的高效、准确。

附图说明

图1是本发明方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图和实施步骤对本发明进一步说明。

实施例1

本发明一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，包括：

刚性构型气动数据求解、弹性构型气动数据求解、变形水平与气动特性变化对应关系求解、机翼变形限制条件求解；所述的刚性构型气动数据求解为：不考虑飞机的弹性变形，求解刚性飞机的气动数据；所述的弹性构型气动数据求解为：通过假设一个机翼变形量，重构飞机模型，即为弹性构型，并对之进行气动数据求解；所述的变形水平与气动特性变化对应关系求解，通过假设不同的变形水平，获取相应的气动特性变化量，形成对应关系；所述的机翼变形限制条件求解，通过变形水平与气动特性变化的对应关系，结合气动特性允许变化量，求解出机翼变形允许量，即为机翼变形限制。

实施例2

本发明一种确定机翼变形限制条件的方法，包括如下步骤：

1、刚性构型气动数据获取

首先，不考虑飞机的弹性变形，利用计算流体动力学CFD进行刚性飞机的气动计算，获取一系列攻角[α₁、α₂、……α_n]下的气动特性，包括升力系数[CL₁、CL₂、……CL_n]、俯仰力矩系数[Cm₁、Cm₂、……Cm_n]、升力线斜率CL_α0、静稳定导数Cm_CL0，并提取出相应的机翼载荷，记为[F₁、F₂、……F_n]。

2.获取刚性飞机在机翼载荷为零时的攻角和对应的气动数据

根据第1步求得的[α₁、α₂、……α_n]和[F₁、F₂、……F_n]的对应关系，采用数值插值，求取机翼载荷F＝0时对应的攻角，记为α₀₀，对应的CL、Cm值记为CL₀₀和Cm₀₀。

3.构造弹性构型的气动外形，并求取其气动数据

所述的弹性构型，是指：假设一个机翼翼尖剖面的变形量T1，其可以是弯曲变形，也可以是扭转变形，也可以是二者的组合，翼根剖面的变形量近似为0，利用翼根和翼尖剖面的变形量，插值获取各个展向站位的翼剖面的变形量，并根据各剖面的变形量重构出变形后的气动外形，此时飞机构型记为“弹性构型1”。

利用CFD求出该构型在攻角序列[α₁、α₂、……α_n]下的气动数据，记为[CL₁₁、CL₁₂、……CL_1n]和[Cm₁₁、Cm₁₂、……Cm_1n]，同时提取出相应的机翼载荷，记为[F₁₁、F₁₂、……F_1n]。

4.假设变形水平1，并获取该变形水平下的气动特性变化量

所述的“变形水平1”，是假设机翼在攻角α_k时的载荷F_k作用下，产生的变形为变形T1，此时飞机变形为“弹性构型1”，其中α_k∈[α₁、α₂、……α_n]，此时对应的升力系数、力矩系数分别为CL_k、Cm_k。

飞机在不同攻角时，机翼载荷不一致，产生的变形亦随之变化，在变形水平1的假设下，气动特性为：

攻角	升力系数	俯仰力矩系数	翼尖变形
				α<sub>00</sub>	CL<sub>00</sub>	Cm<sub>00</sub>	0
α<sub>k</sub>	CL<sub>k</sub>	Cm<sub>k</sub>	变形量T1

升力线斜率CL_α1＝(CL_k-CL₀₀)/(α_k-α₀₀)

静稳定导数Cm_CL1＝(Cm_k-Cm₀₀)/(CL_k-CL₀₀)

升力线斜率变化量ΔCL_α1＝CL_α1-CL_α0

静稳定导数变化量ΔCm_CL1＝Cm_CL1-Cm_CL0

5.通过改变α_k的值来改变变形水平，获取不同变形水平对应的气动特性变化量，得到变形水平与气动特性变化量的对应关系矩阵：

6.根据允许的气动特性变化量，结合变形水平与气动特性变化量的的对应关系矩阵，插值求得允许气动特性变化量对应的变形水平，即为机翼变形限制条件。

允许的气动特性变化量，通常是飞机设计时，由飞机飞行性能和飞行品质要求决定的允许的升力线斜率变化量和静稳定导数变化量。

Claims (3)

1.一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，其特征在于，包括：刚性构型气动数据求解、弹性构型气动数据求解、变形水平与气动特性变化对应关系求解、机翼变形限制条件求解；所述的刚性构型气动数据求解为：不考虑飞机的弹性变形，求解刚性飞机的气动数据；所述的弹性构型气动数据求解为：通过假设一个机翼变形量，重构飞机模型，即为弹性构型，并对之进行气动数据求解；所述的变形水平与气动特性变化对应关系求解，通过假设不同的变形水平，获取相应的气动特性变化量，形成对应关系；所述的机翼变形限制条件求解，通过变形水平与气动特性变化的对应关系，结合气动特性允许变化量，求解出机翼变形允许量，即为机翼变形限制。

2.根据权利要求1所述一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，具体步骤为：

S1刚性构型气动数据获取

首先，不考虑飞机的弹性变形，利用计算流体力学CFD进行刚性飞机的气动计算，获取一系列攻角[α₁、α₂、……α_n]下的气动特性，主要包括升力系数[CL₁、CL₂、……CL_n]、俯仰力矩系数[Cm₁、Cm₂、……Cm_n]、升力线斜率CL_α0、静稳定导数Cm_CL0，并提取出相应的机翼载荷，记为[F₁、F₂、……F_n]；

S2获取刚性飞机在机翼载荷为零时的攻角和对应的气动数据

根据第1步求得的[α₁、α₂、……α_n]和[F₁、F₂、……F_n]的对应关系，采用数值插值，求取机翼载荷F＝0时对应的攻角，记为α₀₀，对应的CL、Cm值记为CL₀₀和Cm₀₀；

S3构造弹性构型的气动外形，并求取其气动数据

所述的弹性构型是指：假设一个机翼翼尖剖面的变形量T1，其可以是弯曲变形，也可以是扭转变形，也可以是二者的组合，翼根剖面的变形量近似为0，利用翼根和翼尖剖面的变形量，插值获取各个展向站位的翼剖面的变形量，并根据各剖面的变形量重构出变形后的气动外形，此时飞机构型记为“弹性构型1”；

利用CFD求出该构型在攻角序列[α₁、α₂、……α_n]下的气动数据，记为[CL₁₁、CL₁₂、……CL_1n]和[Cm₁₁、Cm₁₂、……Cm_1n]，同时提取出相应的机翼载荷，记为[F₁₁、F₁₂、……F_1n]；

S4假设变形水平1，并获取该变形水平下的气动特性变化量

所述的“变形水平1”，是假设机翼在攻角α_k时的载荷F_k作用下，产生的变形为变形T1，此时飞机变形为“弹性构型1”，其中α_k∈[α₁、α₂、……α_n]，此时对应的升力系数、力矩系数分别为CL_k、Cm_k；

飞机在不同攻角时，机翼载荷不一致，产生的变形亦随之变化，在变形水平1的假设下，气动特性为：

攻角 升力系数 俯仰力矩系数 翼尖变形 α₀₀ CL₀₀ Cm₀₀ 0 α_k CL_k Cm_k 变形量T1

升力线斜率CL_α1＝(CL_k-CL₀₀)/(α_k-α₀₀)

静稳定导数Cm_CL1＝(Cm_k-Cm₀₀)/(CL_k-CL₀₀)

升力线斜率变化量ΔCL_α1＝CL_α1-CL_α0

静稳定导数变化量ΔCm_CL1＝Cm_CL1-Cm_CL0

S5通过改变α_k的值来改变变形水平，获取不同变形水平对应的气动特性变化量，得到变形水平与气动特性变化量的对应关系矩阵：

S6根据允许的气动特性变化量，结合变形水平与气动特性变化量的的对应关系矩阵，插值求得允许气动特性变化量对应的变形水平，即为机翼变形限制条件。

3.根据权利要求2所述一种确定飞翼布局飞机机翼变形限制条件的方法，所述允许的气动特性变化量，是飞机飞行性能和飞行品质要求决定的允许的升力线斜率变化量和静稳定导数变化量。

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