CN111274648B - 一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机飞行载荷设计技术领域，特别涉及一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，包括如下步骤：确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态；基于非线性气动压力分布数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果；在飞机机翼上设置典型监控剖面，计算结构变形；重构飞机三维外形；对变形后的三维外形进行流体力学计算，并提取前缘襟翼部分的流体力学计算结果；计算得到最终的民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。本申请的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，通过考虑结构弹性变形对飞行载荷的影响，能够有效提高民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计准确性，有助于飞机减重。

Description

一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法

技术领域

本申请属于飞机飞行载荷设计技术领域，特别涉及一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法。

背景技术

民用飞机的飞行载荷设计与安全性、可靠性和经济性密切相关。飞行载荷设计得准确，不仅能满足可靠性和安全性要求，还能减小结构重量，提高机动性能和经济性。

民用飞机前缘襟翼开展飞行载荷设计时，传统的分布式飞行载荷设计方法是在飞机飞行包线范围内，基于飞机和前缘襟翼的使用限制，使用非线性气动压力分布数据(即测压风洞试验数据或计算流体力学数据)进行飞行载荷计算。为保证飞机绝对的安全可靠，在计算过程中未考虑结构弹性变形对飞行载荷的影响，而实际上民用飞机受载后会产生很大变形。不仅飞机前缘襟翼在受载后发生结构弹性变形，机翼在受载后的变形也使得前缘襟翼产生附加变形。传统的设计方法必然导致飞机结构重量增大，降低飞机机动性能和经济性。本发明提出一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，通过考虑结构弹性变形对飞行载荷的影响，获得较准确的前缘襟翼分布式飞行载荷。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法。

本申请公开了一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，包括如下步骤：

步骤一、确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态；

步骤二、基于非线性气动压力分布数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果；

步骤三、在飞机机翼上设置典型监控剖面，计算结构变形；

步骤四、重构飞机三维外形，得到变形后的三维外形；

步骤五、对变形后的三维外形进行流体力学计算，并提取前缘襟翼部分的流体力学计算结果；

步骤六、根据步骤一中的前缘襟翼严重飞行载荷计算状态，使用步五中前缘襟翼部分的流体力学计算结果乘以速压得到最终的民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。

根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤一中，是根据飞机和前缘襟翼使用限制，结合全机飞行载荷计算状态，梳理前缘襟翼飞行载荷变化规律，从而确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤二中，还包括：

根据严重飞行载荷计算状态，选取计算所需的非线性气动压力分布数据。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤三包括：

在飞机机翼上设置典型监控剖面，使用全机飞行载荷计算结果，基于结构有限元模型进行静力加载分析，计算结构变形，从而得到监控剖面变形情况。

根据本申请的至少一个实施方式，所述结构有限元模型在重心处约束，且结构有限元模型在受载情况下，机身框剖面的大小和形状、各翼面翼型的大小和形状均保持不变。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤四中，是根据典型监控剖面处的变形情况，使用最小二乘法重构飞机三维外形。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤五中，是根据变形前后的三维外形建立计算流体力学模型，进行流体力学计算。

根据本申请的至少一个实施方式，所述非线性气动压力分布数据为测压风洞试验数据，其中，所述计算流体力学模型中选择距离测压点位置最近的网格获取变形前后计算流体力学数据的增量。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤五与步骤六之间还包括：

在飞机飞行包线范围内，对前缘襟翼部分的流体力学计算结果进行修正。

申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，通过考虑结构弹性变形对飞行载荷的影响，不仅有效提高民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计准确性，有助于飞机减重，同时为民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计提出一种新思路。

附图说明

图1是本申请民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法流程图；

图2是本申请一实施例的飞机外形图；

图3是本申请监控剖面布置示意图；

图4是本申请飞机结构有限元模型图；

图5是本申请变形前和变形后的飞机三维外形对比示意图；

图6是本申请计算流体力学模型图。

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例中的附图，对本申请实施例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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，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例，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例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

为实现民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计的准确性，本申请提出一种结构弹性变形前气动压力分布数据的修正原则，使用修正后的气动压力分布数据计算民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。

下面结合附图1-图6对本申请的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法做进一步详细说明。

本申请公开了一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，包括如下步骤：

步骤S101、确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态。

具体地，由于结构强度设计通常只需要使用严重的飞行载荷，因此，需根据飞机和前缘襟翼使用限制，结合全机飞行载荷计算状态，梳理前缘襟翼飞行载荷变化规律，筛选确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态。

步骤S102、基于非线性气动压力分布数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果。

具体地，是根据严重飞行载荷计算状态，选取计算所需的非线性气动压力分布数据，基于非线性气动压力分布数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果。

步骤S103、在飞机机翼上设置典型监控剖面，计算结构变形。

具体地，在飞机机翼上设置典型监控剖面，使用全机飞行载荷计算结果，基于结构有限元模型进行静力加载分析，计算结构变形，得到监控剖面变形情况。此时的结构有限元模型需在重心处约束，且需保证结构有限元模型在受载情况下，机身框剖面的大小和形状、各翼面翼型的大小和形状均保持不变。

步骤S104、重构飞机三维外形，得到变形后的三维外形。

具体地，是根据典型监控剖面处的变形情况，使用最小二乘法重构飞机三维外形，得到变形后的三维外形。

步骤S105、对变形后的三维外形进行流体力学计算，并提取前缘襟翼部分的流体力学计算结果。

具体地，根据变形前后的三维外形建立计算流体力学模型，进行流体力学计算，得到流体力学计算结果。由于计算流体力学模型的网格密度远大于测压风洞试验数据的测压点密度，因此，若气动压力分布数据为测压风洞试验数据，则(计算流体力学模型中)选择距离测压点位置最近的网格获取变形前后计算流体力学数据的增量。

另外，步骤S105之后可以包括：

步骤S1051、在飞机飞行包线范围内，对前缘襟翼严重飞行载荷计算状态涉及到的气动压力分布数据进行修正。根据以往的飞行载荷设计经验，若直接使用线性气动压力分布数据计算飞行载荷，相对于使用非线性气动压力分布数据，得到的飞行载荷准确度不高。因此，本申请计算前缘襟翼严重飞行载荷时使用非线性气动压力分布数据。若非线性气动压力分布数据为计算流体力学数据，则根据变形后的飞机三维外形建立计算流体力学模型，直接使用获取的计算流体力学数据作为修正后的气动压力分布数据；若非线性气动压力分布数据为测压风洞试验数据，则将变形前后的流体力学计算结果相减，获得变形前后计算流体力学数据的增量，将该增量叠加到测压风洞试验数据上，作为修正后的气动压力分布数据。

步骤S106、根据步骤一中的前缘襟翼严重飞行载荷计算状态，使用步五中前缘襟翼部分的流体力学计算结果乘以速压得到最终的民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。

具体地，可以是使用上述修正后的气动压力分布数据乘以速压得到前缘襟翼分布式飞行载荷。分布式飞行载荷可分为弦向分布和展向分布。根据前缘襟翼在飞机上的位置特点，若气动压力分布数据为测压风洞试验数据，则前缘襟翼弦向分布载荷可以设定成：在测压剖面上，前缘载荷取距离前缘最近的测压点处的载荷，后缘载荷取距离后缘最近的测压点处的载荷，前缘与距离前缘最近的测压点之间、后缘与距离后缘最近的测压点之间、各测压点之间的载荷进行线性插值；前缘襟翼展向分布载荷可以设定成：靠近机身的前缘襟翼侧端面分布载荷取距离该端面最近的测压剖面的分布载荷，靠近翼尖的前缘襟翼侧端面分布载荷取距离该端面最近的测压剖面的分布载荷，靠近机身的前缘襟翼侧端面与距离该端面最近的测压剖面之间、靠近翼尖的前缘襟翼侧端面与距离该端面最近的测压剖面之间、各测压剖面之间的分布载荷进行弦向等比例线性插值。若气动压力分布数据为计算流体力学数据，由于计算流体力学模型的网格密度足够大，则前缘襟翼弦向和展向分布载荷直接设定成气动压力分布数据乘以速压的结果。

综上，本申请通过考虑实际结构受载后的弹性变形，修正气动压力分布数据，使用修正后的气动压力分布数据计算飞机前缘襟翼分布式飞行载荷；不仅有效提高民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计准确性，有助于飞机减重，同时为民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计提出一种新思路。

下面将以一具体实例对本申请上述民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法做进一步说明：

本例是某民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计，飞机外形图见图2。按照本发明提出的民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计方法，该民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计思路如下：

1)根据飞机和前缘襟翼使用限制，结合全机飞行载荷计算状态，梳理不考虑结构弹性变形影响的前缘襟翼飞行载荷变化规律，筛选确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态，计算状态如表1所示；

表1前缘襟翼严重飞行载荷计算状态

2)根据步骤1)中的计算状态表1，选取计算所需的非线性气动压力分布数据，基于计算流体力学数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果；

3)在飞机机翼上设置典型监控剖面，监控剖面布置示意图如图3所示。使用步骤2)中的全机飞行载荷计算结果，基于结构有限元模型(结构有限元模型图如图4所示)进行静力学加载分析，得到飞机受载下典型监控剖面处的变形情况；

4)根据典型监控剖面处的变形情况，使用最小二乘法重构飞机三维外形，变形前和变形后的三维外形对比如图5所示；

5)根据变形后的三维外形建立计算流体力学模型(如图6所示)，进行流体力学计算，得到流体力学计算结果，取出计算结果中的前缘襟翼部分；

6)根据步骤1)中的计算状态表1，使用步骤5)中前缘襟翼部分的流体力学计算结果乘以速压得到最终的该民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态；

步骤二、基于非线性气动压力分布数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果；

步骤三、在飞机机翼上设置典型监控剖面，计算结构变形；

步骤四、重构飞机三维外形，得到变形后的三维外形；

步骤五、对变形后的三维外形进行流体力学计算，并提取前缘襟翼部分的流体力学计算结果；

步骤六、根据步骤一中的前缘襟翼严重飞行载荷计算状态，使用步骤五中前缘襟翼部分的流体力学计算结果乘以速压得到最终的民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。

2.根据权利要求1所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，所述步骤一中，是根据飞机和前缘襟翼使用限制，结合全机飞行载荷计算状态，梳理前缘襟翼飞行载荷变化规律，从而确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态。

3.根据权利要求1所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤二中，还包括：

根据严重飞行载荷计算状态，选取计算所需的非线性气动压力分布数据。

4.根据权利要求1所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤三包括：

在飞机机翼上设置典型监控剖面，使用全机飞行载荷计算结果，基于结构有限元模型进行静力加载分析，计算结构变形，从而得到监控剖面变形情况。

5.根据权利要求4所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，所述结构有限元模型在重心处约束，且结构有限元模型在受载情况下，机身框剖面的大小和形状、各翼面翼型的大小和形状均保持不变。

6.根据权利要求1所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤四中，是根据典型监控剖面处的变形情况，使用最小二乘法重构飞机三维外形。

7.根据权利要求1所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤五中，是根据变形前后的三维外形建立计算流体力学模型，进行流体力学计算。

8.根据权利要求7所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，所述非线性气动压力分布数据为测压风洞试验数据，其中，所述计算流体力学模型中选择距离测压点位置最近的网格获取变形前后计算流体力学数据的增量。

9.根据权利要求1所述的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，其特征在于，在所述步骤五与步骤六之间还包括：

在飞机飞行包线范围内，对前缘襟翼部分的流体力学计算结果进行修正。

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