CN112224438A - 飞行器局部结构的保形设计方法及飞行器 - Google Patents

飞行器局部结构的保形设计方法及飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行器局部结构的保形设计方法及飞行器，涉及飞行器设计技术领域，以解决飞行器的局部结构发生翘曲变形的技术问题。该飞行器局部结构的设计方法包括：获取选定局部区域的周边结构的多个尺寸参数；确定每个尺寸参数与选定局部区域弹性势能的关联性；根据关联性来调整每个尺寸参数，以使弹性势能小于预设值。该飞行器的局部结构采用上述的设计方法进行设计。本发明使用选定局部区域的弹性势能来反映选定局部区域的翘曲变形程度，通过调整选定局部区域的周边结构的多个尺寸参数，使选定局部区域的弹性势能小于预设值，大幅降低了飞行器的选定局部区域的翘曲变形程度。

Description

飞行器局部结构的保形设计方法及飞行器
技术领域
本申请涉及飞行器设计技术领域，尤其涉及一种飞行器局部结构的保形设计方法及飞行器。
背景技术
飞行器是指由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间飞行的器械飞行物，它们靠空气相对运动产生的空气动力或自身推力升空飞行，比如飞机、运载火箭、载人飞船等。
飞行器在飞行的过程中，由于受到升力等外力的作用会使其整体产生刚性变形，但是飞行器的某些局部区域会因其周边结构的刚性变形不同而被拉扯产生翘曲变形。比如，飞机在飞行过程中，机翼受到升力而产生较大的向上的变形，而机身不会产生较大的向上的变形，则机翼靠近机身的位置便容易因为周边结构的变形不同而产生翘曲变形。如图1所示，虚线所示图形为局部结构发生翘曲变形前的外形，实线所示图形为局部结构发生翘曲变形后的外形。飞行器的局部结构发生翘曲变形会严重干扰飞行器外部的气流，使飞行器在飞行时发生颠簸，也会造成结构损伤，甚至使飞行器失控坠毁。
发明内容
本申请实施例提供了一种飞行器局部结构的保形设计方法及飞行器，以解决飞行器的局部结构发生翘曲变形的技术问题。
第一方面，本申请实施例提供了一种飞行器局部结构的设计方法，该飞行器局部结构的设计方法包括：
获取选定局部区域的周边结构的多个尺寸参数；
确定每个所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性；
根据所述关联性来优化调整每个所述尺寸参数，以使所述弹性势能小于预设值。
在一种可能的设计方法中，所述确定每个所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性，包括：
确定所述弹性势能与每个所述尺寸参数的偏导数；
根据每个所述偏导数确定每个所述偏导数对应的所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性。
在一种可能的设计方法中，所述根据所述关联性来调整每个所述尺寸参数，包括：
若所述偏导数为正数，调小所述偏导数对应的所述尺寸参数；
若所述偏导数为负数，调大所述偏导数对应的所述尺寸参数。
在一种可能的设计方法中，所述根据所述关联性来调整每个所述尺寸参数，还包括：
每个所述尺寸参数的调整量的比值等于每个所述尺寸参数对应的所述偏导数的比值。
在一种可能的设计方法中，还包括：确定所述周边结构的质量，并使所述周边结构的质量小于预设质量值；
重复进行所述根据每个所述偏导数调整对应的所述尺寸参数，直至所述弹性势能小于预设值。
在一种可能的设计方法中，所述确定每个所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性包括：
若所述选定局部区域为实体，确定所述实体的弹性势能；
若所述选定局部区域为空缺部分，使用替代材料填补所述空缺部分，并确定所述替代材料的弹性势能。
在一种可能的设计方法中，所述尺寸参数包括：所述周边结构内的部件的外形尺寸，以及所述周边结构内的部件的距离。
第二方面，本申请实施例提供了一种飞行器，所述飞行器的局部结构采用第一方面所述的设计方法进行设计。
本申请提供的一种飞行器局部结构的设计方法，使用选定局部区域的弹性势能来反映选定局部区域的翘曲变形程度，通过确定周边结构的尺寸参数与选定局部区域的弹性势能的关联性，进而优化调整选定局部区域的周边结构的多个尺寸参数，使选定局部区域的弹性势能小于预设值，大幅降低了飞行器的选定局部区域的翘曲变形程度。本申请提供的一种飞行器在局部结构的设计中采用了上述的设计方法，进而大幅降低了该飞行器的局部结构的翘曲变形程度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的飞行器的局部区域发生翘曲的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的一种飞行器局部结构的设计方法的流程图；
图3为本发明实施例提供的确定每个尺寸参数与选定局部区域弹性势能的关联性的具体流程图；
图4为本发明实施例提供的机翼上的选定局部区域与周边结构的示意图；
图5为本发明实施例提供的机身上的选定局部区域与周边结构的示意图。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本实施例提供一种飞行器局部结构的设计方法，请一并参照图1至图5。
如图2所示，该飞行器局部结构的设计方法包括如下步骤。
步骤S201、获取选定局部区域10的周边结构20的多个尺寸参数。
步骤S202、确定每个尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性。
步骤S203、根据关联性来优化调整每个尺寸参数，以使弹性势能小于预设值。
需要说明的是，所谓选定局部区域10是指飞行器在飞行过程中容易发生翘曲变形的局部区域。图1示出了飞行器的局部区域在飞行过程中发生了翘曲变形，该翘曲变形的局部区域即为本实施例的选定局部区域10。
以下以图4所示的飞机的机翼为例，来详细描述步骤S201、步骤S202和步骤S203。
机翼在飞行的过程中会有局部区域容易发生翘曲变形，该容易发生翘曲变形的区域即为该实施例的选定局部区域10。在机翼的选定局部区域10的周边结构20具有翼梁、桁条、翼肋等，多个尺寸参数可以包括翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度，翼肋上通孔的半径等。
然后，确定周边结构20的翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度，翼肋上通孔的半径等这些尺寸参数分别与选定局部区域10的弹性势能的关联性。通过弹性势能来判断选定局部区域10的翘曲变形的程度；当选定局部区域10的翘曲变形的程度较大时，选定局部区域10的弹性势能也较大；当选定局部区域10的翘曲变形的程度较小时，选定局部区域10的弹性势能也较小。并且，选定局部区域10的弹性势能可以通过有限元仿真直接获得。所谓的关联性是指其中一个尺寸参数发生变化时，选定局部区域10的弹性势能如何进行变化。这种关联性既可能是正相关，也可能是负相关，还可能是不相关。即其中一个尺寸参数增大时，选定局部区域10的弹性势能既可能是增大，也可能是减小，还可能不变；或者，其中一个尺寸参数减小时，选定局部区域10的弹性势能既可能是减小，也可能是增大，还可能不变。比如，增大或减小周边结构20的翼肋的厚度，观察选定局部区域10的弹性势能的变化，然后确定周边结构20的翼肋的厚度与选定局部区域10的弹性势能的关联性。
最后，根据周边结构20的翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度，翼肋上通孔的半径等这些尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性，来调整周边结构20的翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度，翼肋上通孔的半径，以使选定局部区域10的弹性势能小于预设值。当选定局部区域10的弹性势能小于预设值时，选定局部区域10翘曲的程度极小，不会影响飞行器的正常飞行。这个弹性势能的预设值可以在有限元仿真软件中进行多次计算来获得。
以上以机翼为例详细描述了步骤S201、步骤S202和步骤S203，运载火箭、载人飞船等其它类型飞行器的局部结构的设计方法与机翼同理，在此不再赘述。
该飞行器局部结构的设计方法使用选定局部区域10的弹性势能来反映选定局部区域10的翘曲变形的程度，通过确定周边结构20的尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性，进而调整选定局部区域10的周边结构20的多个尺寸参数，使选定局部区域10的弹性势能小于预设值，大幅减轻了飞行器的选定局部区域10翘曲变形的程度，使飞行器在飞行过程中的平稳性和安全性得到提高。并且，该设计方法不需要在选定局部区域10增设加强筋等结构，选定局部区域10不会增加质量，有利于控制飞行器的总质量。
此外，该飞行器局部结构的设计方法使用选定局部区域10的弹性势能来反映选定局部区域10的翘曲的程度，而不是使用选定局部区域10的形变量来反映选定局部区域10的翘曲程度。因为选定局部区域10本身除了发生翘曲变形外，还会随飞行器整体产生刚性变形，选定局部区域10的形变量除了包含有选定局部区域10的翘曲变形还包含有选定局部区域10的刚性变形，若使用选定局部区域10的形变量无法准确反映选定局部区域10的翘曲程度；而使用弹性势能来反映选定局部区域10翘曲变形的程度，能够只反映选定局部区域10的翘曲变形而不反映选定局部区域10的刚性变形，消除刚性变形对飞行器局部结构设计的影响。
如图3所示，步骤S202、确定每个尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性，具体包括以下步骤。
步骤S301、确定弹性势能与每个尺寸参数的偏导数。
步骤S302、根据每个偏导数确定每个偏导数对应的尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能关联性。
周边结构20的多个尺寸参数为a1、a2、a3……，弹性势能为E，选定局部区域10的弹性势能与周边结构20的每个尺寸参数的偏导数为
Figure BDA0002674081460000061
Figure BDA0002674081460000062
此时，通过偏导数的正负可以判断选定局部区域10的弹性势能与周边结构20的每个尺寸参数是正相关还是负相关；通过偏导数的数值可以判断选定局部区域10的弹性势能与周边结构20的每个尺寸参数的相关程度，即周边结构20的其中一个尺寸参数变化时，选定局部区域10的弹性势能的变化快慢。
采用偏导数来确定选定局部区域10的弹性势能与周边结构20的多个尺寸参数的关联性，能够使多个尺寸参数同时进行调整，而且其中一个尺寸参数进行调整时，不影响其它尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性。
以图4示出的机翼为例，周边结构20的多个尺寸参数可以包括翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度，翼肋上通孔的半径等。翼梁的长度、宽度、高度分别为a1、a2、a3，桁条的长度、宽度、高度分别为b1、b2、b3，翼肋的厚度h，翼肋上通孔的半径r。选定局部区域10的弹性势能与周边结构20的每个尺寸参数的偏导数为
Figure BDA0002674081460000071
Figure BDA0002674081460000072
通过以上各参数的偏导数的正负和数值，来对翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度，翼肋上通孔的半径进行调整。
当然，除了采用偏导数来确定周边结构20的每个尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性外，还可以采用绘制图表来确定每个尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性，比如绘制选定局部区域10的弹性势能随每个尺寸参数的变化曲线，通过弹性势能随每个尺寸参数的变化曲线来调整周边结构20的多个尺寸参数。
进一步地，步骤S203中的根据关联性来调整每个尺寸参数，具体包括以下情况。
若偏导数为正数，调小偏导数对应的尺寸参数。
若偏导数为负数，调大偏导数对应的尺寸参数。
当选定局部区域10的弹性势能与周边结构20的其中一个尺寸参数的偏导数为正数时，说明该尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能之间为正相关，调小该尺寸参数时能够使选定局部区域10的弹性势能减小。当选定局部区域10的弹性势能与周边结构20的其中一个尺寸参数的偏导数为负数时，说明该尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能之间为负相关，调大该尺寸参数能够使选定局部区域10的弹性势能减小。
周边结构20的多个尺寸参数对应多个偏导数，根据多个偏导数的正负来调大或调小对应的尺寸参数。
此外，步骤S203中的根据关联性来调整每个尺寸参数，具体还包括：每个尺寸参数的调整量的比值等于每个尺寸参数对应的偏导数的比值。
以调整图4中周边结构20的翼梁的长度、宽度和高度为例，翼梁的长度的调整量为
Figure BDA0002674081460000081
翼梁的宽度的调整量为
Figure BDA0002674081460000082
翼梁的高度的调整量为
Figure BDA0002674081460000083
所以，调整后的翼梁的长度为
Figure BDA0002674081460000084
调整后的翼梁的宽度为
Figure BDA0002674081460000085
调整后的翼梁
Figure BDA0002674081460000086
图4中周边结构20的其它尺寸参数的调整量与翼梁的长度、宽度和高度的调整量同理，在此不再赘述。
以
Figure BDA0002674081460000087
和
Figure BDA0002674081460000088
为例来说明各个角标的含义，下角标1表示为翼梁的长度，上角标(0)表示调整的次数为零，上角标(1)表示调整的次数为1。其中，λ为调整参数，可根据实际情况进行选取，λ的上角标(0)表示第一次调整。
运载火箭、载人飞船等其它飞行器的周边结构20的尺寸参数调整与以上调整过程同理，在此不再进行赘述。
该飞行器局部结构的保形设计方法还包括：确定周边结构20的质量，以使周边结构20的质量小于预设质量值。并且，在周边结构20的质量始终小于预设质量值的基础上，重复进行步骤S203中的根据每个偏导数调整对应的尺寸参数，直至弹性势能小于预设值。
仍然以调整图4中周边结构20的翼梁的长度、宽度和高度为例。翼梁的质量M是翼梁的长度a1、宽度a2和高度a3的函数，即M＝f(a1，a2，a3)。
当对翼梁的长度、宽度和高度进行一次调整后，翼梁的质量
Figure BDA0002674081460000091
其中M0为预设质量值，其中，
Figure BDA0002674081460000092
Figure BDA0002674081460000093
通过使M＝M0，解得λ(0)，进而能够求得
Figure BDA0002674081460000094
和
Figure BDA0002674081460000095
其中，λ(0)表示第一次调整的调整参数。根据翼梁第一次调整后的长度
Figure BDA0002674081460000096
宽度
Figure BDA0002674081460000097
和高度
Figure BDA0002674081460000098
然后在计算机有限元仿真软件中建模并获得选定局部区域10的新的弹性势能，判断选定局部区域10的新的弹性势能是否小于预设值。
若对翼梁的长度、宽度和高度进行第一次调整后，选定局部区域10的新的弹性势能仍未小于预设值，则对翼梁的长度、宽度和高度进行第二次调整。翼梁的质量
Figure BDA0002674081460000099
其中，
Figure BDA00026740814600000910
Figure BDA00026740814600000911
通过使M＝M0，解得λ(1)，进而能够求得
Figure BDA00026740814600000912
和
Figure BDA00026740814600000913
其中，λ(1)表示第二次调整的调整参数。根据翼梁第二次调整后的长度
Figure BDA00026740814600000914
宽度
Figure BDA00026740814600000915
和高度
Figure BDA00026740814600000916
然后在计算机仿真软件中建模并获得选定局部区域10的新的弹性势能，判断选定局部区域10的新的弹性势能是否小于预设值。
与第一次调整和第二次调整类似，若对翼梁的长度、宽度和高度进行第二次调整后，选定局部区域10的新的弹性势能仍未小于预设值，则对翼梁的长度、宽度和高度进行第三次调整、第四次调整等，直至选定局部区域10的弹性势能小于预设值。
以上仅以翼梁的长度、宽度和高度的调整为例，当图4中的周边结构20的翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度以及翼肋上通孔的半径同时调整时，翼梁的质量M是翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度以及翼肋上通孔的半径的函数，即M＝f(a1，a2，a3，b1，b2，b3，h，r)，调整过程与上述对翼梁的长度、宽度和高度的调整同理，在此不再赘述。
通过以上的调整过程后，选定局部区域10的弹性势能小于预设值，并且周边结构20的质量小于预设质量值。进而实现在控制飞行器的质量的同时，实现了减轻选定局部区域10的翘曲程度的效果。
运载火箭、载人飞船等其它飞行器的周边结构20的尺寸参数多次调整过程与以上多次调整过程同理，在此不再进行赘述。
此外，步骤S202、确定每个尺寸参数与选定局部区域10的弹性势能的关联性，具体包括以下情况。
若选定局部区域10为实体，确定实体的弹性势能。
若选定局部区域10为空缺部分，使用替代材料填补空缺部分，并确定替代材料的弹性势能。
选定局部区域10为实体的情况以图4中示出的飞机机翼为例，机翼上具有一块选定局部区域10，该选定局部区域10为机翼蒙皮的一部分，是实体结构，在确定选定局部区域10的弹性势能时，直接确定选定局部区域10的蒙皮的弹性势能即可，使该设计方法能够直接适用到选定局部区域10为实体的情况。
选定局部区域10为空缺部分的情况以图5中示出了飞机机身上具有多个舷窗为例。每个舷窗在飞行过程中均容易发生翘曲变形，进而容易使舷窗玻璃破裂。所以，在对舷窗附近的局部结构进行设计时，将图5中的机身的每个舷窗设为选定局部区域10，但是舷窗为机身上的空缺部分，无法直接获得该部分的弹性势能。可以通过在舷窗上使用替代材料来进行填补，通过计算所填补的替代材料的弹性势能来反映选定局部区域10翘曲变形的程度，使该设计方法同样能够适用到选定局部区域10为空缺部分的情况。替代材料可以为弹性模量较小、质量较轻的材料，比如纸张、塑料保鲜膜等，这种对选定局部区域10的周边结构20的影响较小，进而最终设计结果较为准确。在选定局部区域10进行补替代材料可以在计算机仿真软件中完成，并且填补材料的弹性模量和质量可以在计算机仿真软件中进行设置。
所以，无论选定局部区域10为实体还是空缺部分，该飞行器局部结构的设计方法均可以适用。
需要说明的是，尺寸参数包括：周边结构20内的部件的外形尺寸，以及周边结构20内的部件的距离。
以图4为例，选定局部区域10的周边结构20包括翼梁、桁条、翼肋等，则尺寸参数除了包括以上描述的翼梁的长度、宽度、高度，桁条的长度、宽度、高度，翼肋的厚度，翼肋上通孔的半径等部件的外形尺寸外，还可以包括相邻桁条之间的距离、相邻翼肋之间的距离等部件的距离。
当然，除了图4示出飞机机翼外，其它飞行器的选定局部区域10的周边结构20的尺寸参数也同样包括周边结构20内的部件的外形尺寸，以及周边结构20内的部件的距离。
本实施例还提供了一种飞行器，该飞行器的局部结构采用上述的设计方法进行设计。该飞行器的局部结构经过上述的保形设计方法设计后，能够大幅减轻局部结构中的选定局部区域10翘曲变形的程度。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (8)

1.一种飞行器局部结构的保形设计方法，其特征在于，包括：
获取选定局部区域的周边结构的多个尺寸参数；
确定每个所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性；
根据所述关联性来优化调整每个所述尺寸参数，以使所述弹性势能小于预设值。
2.根据权利要求1所述的飞行器局部结构的保形设计方法，其特征在于，所述确定每个所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性，包括：
确定所述弹性势能与每个所述尺寸参数的偏导数；
根据每个所述偏导数确定每个所述偏导数对应的所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性。
3.根据权利要求2所述的飞行器局部结构的保形设计方法，其特征在于，所述根据所述关联性来调整每个所述尺寸参数，包括：
若所述偏导数为正数，调小所述偏导数对应的所述尺寸参数；
若所述偏导数为负数，调大所述偏导数对应的所述尺寸参数。
4.根据权利要求3所述的飞行器局部结构的保形设计方法，其特征在于，所述根据所述关联性来调整每个所述尺寸参数，还包括：
每个所述尺寸参数的调整量的比值等于每个所述尺寸参数对应的所述偏导数的比值。
5.根据权利要求4所述的飞行器局部结构的保形设计方法，其特征在于，还包括：确定所述周边结构的质量，并使所述周边结构的质量小于预设质量值；
重复进行所述根据每个所述偏导数调整对应的所述尺寸参数，直至所述弹性势能小于预设值。
6.根据权利要求1所述的飞行器局部结构的保形设计方法，其特征在于，所述确定每个所述尺寸参数与所述选定局部区域的弹性势能的关联性包括：
若所述选定局部区域为实体，确定所述实体的弹性势能；
若所述选定局部区域为空缺部分，使用替代材料填补所述空缺部分，并确定所述替代材料的弹性势能。
7.根据权利要求1所述的飞行器局部结构的保形设计方法，其特征在于，所述尺寸参数包括：所述周边结构内的部件的外形尺寸，以及所述周边结构内的部件的距离。
8.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器的局部结构采用如权利要求1-7任意一项所述的保形设计方法进行设计。
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