CN114117853A - 一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法 - Google Patents

一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法 Download PDF

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Abstract

本发明的技术方案：一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法,所述方法包括：根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的展向分布函数，根据所述展向分布函数计算得到展向分布载荷系数k；根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的弦向分布函数，根据所述弦向分布函数计算得到弦向载荷分布参数h；根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数；将基于的局部坐标系的面分布函数，转换为基于机体坐标系的面分布函数。

Description

一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法
技术领域
本专利涉及航空器强度设计与验证领域，涉及一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法。
背景技术
直升机机体的气动面结构主要有平尾、垂尾及短翼等，直升机在前飞时应保证具有一定的迎角静稳定性、速度静稳定性、航向静稳定性、上反效应及角速度阻尼等，因此，必须安装水平尾面等来改善迎角的静不稳定性。随着共轴双旋翼和倾转旋翼等新构型的不断发展，传统直升机的气动面设计与功能也逐渐多样化，出现了比如倾转旋翼的机翼、尾部操纵舵面等类固定翼气动安定面等结构，不同于传统直升机，这些功能对任意形状气动面的强度和刚度设计提出了新的挑战。因此，基于精细化建模的静强度和动力学分析都需要更加精确的载荷输入。
目前国内直升机气动载荷计算主要依据直升机载荷手册规定，基于流体力学或CFD计算结果，给出压心位置和总等效集中载荷，通过仿真确定了场的载荷系数，但该方法未能建立相关理论，同时对结果缺少充分的验证。
发明内容
本发明提供一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的任意形状气动面分布载荷精确化定义的问题。
本发明的技术方案：一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法,所述方法包括：
根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的展向分布函数，根据所述展向分布函数计算得到展向分布载荷系数k；
根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的弦向分布函数，根据所述弦向分布函数计算得到弦向载荷分布参数h；
根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数；
将基于的局部坐标系的面分布函数，转换为基于机体坐标系的面分布函数。
具体的，所述局部坐标系为直升机任意形状气动面二维投影面的任意翼根端点为原点，以弦向为X轴，以展向为Y轴。
具体的，所述根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的展向分布函数，根据所述展向分布函数计算得到展向分布载荷系数k，具体包括：
根据气动载荷分布规律，总载荷沿展向与气动面弦长成正比，得到展向分布函数P(y)＝kb(y)，式中，b(y)为弦长，k为展向载荷分布系数；
对所述展向分布函数沿展向进行积分，得到气动面总载荷P；
根据气动面总载荷P、任意形状气动面的总面积A，利用公式
Figure BDA0003364857680000023
计算得到展向分布载荷系数k。
具体的，所述根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的弦向分布函数，根据所述弦向分布函数计算得到弦向载荷分布参数h，具体包括：
根据气动载荷弦向分布规律，沿弦向其弦向载荷分布，可以列出任意展向微段的弦向载荷分布函数：
Figure BDA0003364857680000021
根据展向微段的总载荷P(y)、弦长b(y)，利用公式
Figure BDA0003364857680000022
计算弦向载荷分布参数h。
具体的，所述根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数，具体包括：
根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数：
Figure BDA0003364857680000031
具体的，所述展向载荷分布规律，具体为：总载荷按弦向积分结果沿展向的一维分布与任意展向对应的弦长值成正比。
具体的，所述弦向载荷分布规律，具体为：任意弦向剖面载荷为从前缘到1/10弦长为均匀分布，从1/10弦长处到后缘为线性分布。
具体的，在得到基于机体坐标系的面分布函数之后，方法还包括：
采用PCL方法对面分布函数进行计算。
综上所述，本发明基于气动力作用原理，通过构建空间场函数，建立任意形状气动面的分布载荷的定义方法，同时某直升机平尾采用有限元仿真作为算例，对任意形状气动面的分布载荷定义方法进行验证，建立一种任意形状气动面分布载荷加载普适化的方法。
附图说明
图1是本发明一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法的流程图；
图2是本发明提供的一种载荷沿弦向分布示意图；
图3是本发明提供的一种局部坐标系；
图4是本发明提供的一种气动面压力展向分布曲线；
图5是本发明提供的一种气动面压力弦向分布曲线。
具体实施方式
本发明基于气动力作用原理，通过构建空间场函数，建立任意形状气动面的分布载荷的定义方法，同时某直升机平尾采用有限元仿真作为算例，对任意形状气动面的分布载荷定义方法进行验证，建立一种任意形状气动面分布载荷加载普适化的方法。
本发明提供一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的任意形状气动面分布载荷精确化定义的问题。
实施例一
本发明所采用的技术方案是:提供一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法，包括如下步骤：
步骤101:根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的展向分布函数，根据所述展向分布函数计算得到展向分布载荷系数k；
其中，局部坐标系为直升机任意形状气动面二维投影面的任意翼根端点为原点，以弦向为X轴，以展向为Y轴。所述气动载荷分布规律的展向载荷分布规律，具体为：总载荷按弦向积分结果沿展向的一维分布与任意展向对应的弦长值成正比。
实际应用中，根据直升机载荷手册，可以获取气动载荷分布规律。
具体的，步骤101包括：
步骤1011：根据气动载荷分布规律，总载荷沿展向与气动面弦长成正比，则展向分布函数P(y)，满足：
P(y)＝kb(y) (1)
式中，b(y)为弦长，k为展向载荷分布系数。
步骤1012：对所述展向分布函数沿展向进行积分，得到气动面总载荷P；
步骤1013：根据气动面总载荷P、任意形状气动面的总面积A，利用公式
Figure BDA0003364857680000041
计算得到展向分布载荷系数k。
步骤102:根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的弦向分布函数，根据所述弦向分布函数计算得到弦向载荷分布参数h；
见图2所示，所述气动载荷分布规律为任意剖面的载荷沿着所在剖面的弦向分布。所述弦向载荷分布规律，具体为：任意弦向剖面载荷为从前缘到1/10弦长为均匀分布，从1/10弦长处到后缘为线性分布。
具体的，步骤102包括：
步骤1021：根据气动载荷弦向分布规律，得到任意展向微段的弦向载荷分布函数：
Figure BDA0003364857680000051
步骤1022：根据展向微段的总载荷P(y)、弦长b(y)，利用公式
Figure BDA0003364857680000052
计算弦向载荷分布参数h。
步骤103:根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数：
Figure BDA0003364857680000053
步骤104:将基于的局部坐标系的面分布函数，转换为基于机体坐标系的面分布函数：
Figure BDA0003364857680000054
需要说明的是，假设机体坐标系下，气动面的四个端点坐标如图3所示，其中0-1边为前缘，以0点为原点，建立局部坐标系见图3。
则存在以下关系：
x＝|X-X01(Y)|
b(y)＝|X23(Y)-X01(Y)| (5)
式中，X、Y为机体坐标系下坐标值，X01(Y)、X23(Y)分别为前、后缘边在机体坐标系下线函数的反函数。
将式(5)代入式(4)，进行坐标系转换，得到机体坐标系下的场函数为：
Figure BDA0003364857680000055
优选的，在得到基于机体坐标系的面分布函数之后，方法还包括：采用PCL方法对面分布函数进行计算。
在有限元软件中，采用PCL方法建场函数，或根据不同区域建立各自的空间场函数实现。
综上所述，本申请提出了一种直升机任意形状气动面的分布载荷加载方法，构建了空间场函数。同时，通过有限元仿真对某直升机平尾气动载荷加载进行分析，结果表明该方法定义的分布载荷与理论值吻合良好，可适用于直升机任意形状气动面结构，具有很高的普适性。
实施例二
本申请实施例选择某型直升机的左平尾作为研究对象，对上述方法进行验证。
第一步：某型直升机的左平尾气动面几何参数
该平尾为梯形气动面，气动面几何参数如表1所示。
表1气动面参数
Figure BDA0003364857680000061
第二步：气动面压力定义
在机体坐标系下，由翼型的四个端点坐标，可以计算出前缘和后缘边的线函数，采用式(6)，得到气动面的载荷分布场函数。在Patran软件中，分别建立场函数，并加载到气动面的不同区域，完成气动载荷的定义。
第三步：气动载荷沿展向分布效果
根据总体载荷计算结果，定义工况总载荷，并约束翼根线上任意节点的所有自由度，进行静力计算，得到结构载荷和内力分布，对结果进行处理，气动载荷沿展向分布曲线如图4所示。
第四步：气动载荷沿弦向分布效果
对结果进行处理，气动载荷弦向分布曲线如图5所示。
第五步：计算结果与理论值的对比
采用上述场函数定义的分布载荷，仿真结果与气动载荷总体分布规律基本一致，即沿展向线性分布、沿弦向按楔形分布。读取计算结果数据，分别计算了气动面的总载荷、压心位置及展向分布系数，并选择半展长剖面位置，计算了载荷的弦向分布系数，计算结果与理论值的对比如表2所示。
表2计算结果对比
Figure BDA0003364857680000071
综上所述，本申请提出了一种直升机任意形状气动面的分布载荷加载方法，构建了空间场函数。同时，通过有限元仿真对某直升机平尾气动载荷加载进行分析，结果表明该方法定义的分布载荷与理论值吻合良好，可适用于直升机任意形状气动面结构，具有很高的普适性。

Claims (8)

1.一种直升机任意形状气动面分布载荷确定方法,其特征在于，所述方法包括：
根据气动载荷分布规律的展向载荷分布规律，建立基于局部坐标系的展向分布函数，根据所述展向分布函数计算得到展向分布载荷系数k；
根据气动载荷分布规律的弦向载荷分布规律，建立基于局部坐标系的弦向分布函数，根据所述弦向分布函数计算得到弦向载荷分布参数h；
根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数；
将基于的局部坐标系的面分布函数，转换为基于机体坐标系的面分布函数。
2.根据权利要求1所述的方法,其特征在于，所述局部坐标系为直升机任意形状气动面二维投影面的任意翼根端点为原点，以弦向为X轴，以展向为Y轴。
3.根据权利要求1所述的方法,其特征在于，所述根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的展向分布函数，根据所述展向分布函数计算得到展向分布载荷系数k，具体包括：
根据气动载荷分布规律，得到展向分布函数P(y)＝kb(y)，式中，b(y)为弦长，k为展向载荷分布系数；
对所述展向分布函数沿展向进行积分，得到气动面总载荷P；
根据气动面总载荷P、任意形状气动面的总面积A，利用公式
Figure FDA0003364857670000011
计算得到展向分布载荷系数k。
4.根据权利要求1所述的方法,其特征在于，所述根据气动载荷分布规律，建立基于局部坐标系的弦向分布函数，根据所述弦向分布函数计算得到弦向载荷分布参数h，具体包括：
根据气动载荷弦向分布规律，列出任意展向微段的弦向载荷分布函数：
Figure FDA0003364857670000021
根据展向微段的总载荷P(y)、弦长b(y)，利用公式
Figure FDA0003364857670000022
计算弦向载荷分布参数h。
5.根据权利要求1所述的方法,其特征在于，所述根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数，具体包括：
根据展向分布载荷系数k、弦向载荷分布参数h，得到气动载荷的面分布函数：
Figure FDA0003364857670000023
6.根据权利要求1所述的方法,其特征在于，所述展向载荷分布规律，具体为：
总载荷按弦向积分结果沿展向的一维分布与任意展向对应的弦长值成正比。
7.根据权利要求1所述的方法,其特征在于，所述弦向载荷分布规律，具体为：
任意弦向剖面载荷为从前缘到1/10弦长为均匀分布，从1/10弦长处到后缘为线性分布。
8.根据权利要求1所述的方法,其特征在于，在得到基于机体坐标系的面分布函数之后，方法还包括：
采用PCL(Patran Command Language)方法对面分布函数进行计算。
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