一種機(jī)翼動力學(xué)建模方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及氣動彈性領(lǐng)域，具體涉及一種機(jī)翼動力學(xué)建模方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機(jī)設(shè)計初期，要評估機(jī)翼的動力學(xué)特性，需要建立機(jī)翼的動力有限元模型，但機(jī) 翼的結(jié)構(gòu)布置尚不明確，僅有氣動外形、重量、重心等概念性數(shù)據(jù)，因此無法獲得飛機(jī)的剛 度和質(zhì)量分布，這就很難通過常規(guī)的建模方法建立機(jī)翼的動力有限元模型。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是提供一種機(jī)翼動力學(xué)建模方法，能夠在飛機(jī)設(shè)計初期，機(jī)翼結(jié)構(gòu) 布置尚不明確的情況下，獲得飛機(jī)的剛度和質(zhì)量分布。
[0004] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0005]-種機(jī)翼動力學(xué)建模方法，包括如下步驟：
[0006]步驟一、根據(jù)最初給定的機(jī)翼外形布局，建立用于流場分析的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計算得到 其定常流場結(jié)果，其中所述定常流場結(jié)果包括機(jī)翼上、下表面的壓力；
[0007]步驟二、建立機(jī)翼的純鈑元的有限元模型，預(yù)先給定一個初始的厚度分布、材料屬 性；
[0008]步驟三、根據(jù)步驟一計算機(jī)翼上下表面的壓差，再根據(jù)所述機(jī)翼上下表面的壓差 計算得到分布在飛機(jī)的升力數(shù)值；
[0009]步驟四、將所述升力數(shù)值通過積分加載到步驟二中所述有限元模型的單元節(jié)點 上，得到機(jī)翼優(yōu)化模型；
[0010] 步驟五、按照不同類型機(jī)翼的設(shè)計要求設(shè)置目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量、約束條件；
[0011] 步驟六、將目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量以及約束條件進(jìn)行優(yōu)化，最后得到一組符合所述約 束條件的鈑元厚度分布，可以模擬整個機(jī)翼的剛度分布；
[0012] 步驟七、比照整個機(jī)翼最初給定的目標(biāo)重量，調(diào)整材料的密度屬性，初步得到整個 機(jī)翼的重量分布。
[0013]可選地，在所述步驟一中，是通過CFD軟件建立用于流場分析的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并計算 得到其定常流場結(jié)果。
[0014]可選地，所述步驟五中：
[0015] 所述目標(biāo)函數(shù)：重量最?。?br>[0016] 所述設(shè)計變量：每一塊鈑元厚度；
[0017] 所述約束條件包括：
[0018] 變形約束、重心約束、頻率約束以及顫振速度約束。
[0019]可選地，所述步驟五中：
[0020] 所述變形約束為：機(jī)翼翼尖的最大法向變形不超過半翼展的10%，最大翼尖扭角 控制在2°~3°之間；
[0021] 所述重心約束為：重心位置誤差小于5% ;
[0022] 所述頻率約束為：最低階頻率大于2Hz ;
[0023] 所述顫振速度約束：最低階顫振速度大于200m/s。
[0024] 可選地，在所述步驟六中，是通過isight軟件對所述目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量以及約 束條件進(jìn)行優(yōu)化。
[0025] 本發(fā)明的有益效果：
[0026] 本發(fā)明的機(jī)翼動力學(xué)建模方法，能在飛機(jī)設(shè)計初期，機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置尚不明確，僅有 機(jī)翼氣動外形和重量的情況下，快速獲得機(jī)翼剛度和質(zhì)量分布，從而進(jìn)行機(jī)翼的動力學(xué)特 性分析。
【附圖說明】
[0027] 圖1是建立的機(jī)翼鈑元有限元模型。
【具體實施方式】
[0028] 這里將詳細(xì)地對示例性實施例進(jìn)行說明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及 附圖時，除非另有表示，不同附圖中的相同數(shù)字表示相同或相似的要素。
[0029] 如圖1所示，本發(fā)明提供的一種機(jī)翼動力學(xué)建模方法，包括如下步驟：
[0030] 步驟一、根據(jù)最初給定的機(jī)翼外形布局，建立用于流場分析的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計算得到 其定常流場結(jié)果，其中所述定常流場結(jié)果包括機(jī)翼上、下表面的壓力。進(jìn)一步，在本實施例 中是通過CFD軟件建立用于流場分析的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并計算得到其定常流場結(jié)果。
[0031] 步驟二、建立機(jī)翼的純鈑元的有限元模型，預(yù)先給定一個初始的厚度分布、材料屬 性；通過已知適合的有限元軟件建立機(jī)翼的純鈑元的有限元模型，預(yù)先給定一個初始的厚 度分布、材料屬性；其中，厚度分布和材料屬性是根據(jù)經(jīng)驗給定，材料屬性可以包括密度、模 量E等。
[0032] 步驟三、根據(jù)步驟一計算機(jī)翼上下表面的壓差，再根據(jù)所述機(jī)翼上下表面的壓差 計算得到分布在飛機(jī)的升力數(shù)值。
[0033] 步驟四、將所述升力數(shù)值通過積分加載到步驟二中所述有限元模型的單元節(jié)點 上，得到機(jī)翼優(yōu)化模型。
[0034] 步驟五、按照不同類型機(jī)翼的設(shè)計要求設(shè)置目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量、約束條件。
[0035] 步驟六、將目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量以及約束條件進(jìn)行優(yōu)化，最后得到一組符合所述約 束條件的鈑元厚度分布，可以模擬整個機(jī)翼的剛度分布；進(jìn)一步，是通過isight軟件對目 標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量以及約束條件進(jìn)行優(yōu)化。
[0036] 步驟七、比照飛機(jī)設(shè)計初期整個機(jī)翼最初給定的目標(biāo)重量，調(diào)整材料的密度屬性， 初步得到整個機(jī)翼的重量分布。
[0037] 進(jìn)一步，在上述步驟五中，目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量、約束條件如下：
[0038] 目標(biāo)函數(shù)：重量最??；
[0039] 設(shè)計變量：每一塊鈑元厚度；
[0040] 約束條件包括：變形約束、重心約束、頻率約束以及顫振速度約束。
[0041] 綜上所述，本發(fā)明是以鈑元厚度為變量，翼尖的變形、重心、模態(tài)頻率、顫振速度等 為約束條件，以機(jī)翼重量為優(yōu)化的目標(biāo)，最終通過優(yōu)化計算得到一組鈑元厚度分布值，從而 模擬飛機(jī)的剛度和質(zhì)量分布。
[0042] 本發(fā)明的機(jī)翼動力學(xué)建模方法，能在飛機(jī)設(shè)計初期，機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置尚不明確，僅有 機(jī)翼氣動外形和重量的情況下，快速獲得機(jī)翼剛度和質(zhì)量分布，從而進(jìn)行機(jī)翼的動力學(xué)特 性分析。
[0043] 下面以一預(yù)定機(jī)翼建模為例，對本發(fā)明的方法進(jìn)行計算驗證，步驟如下：
[0044](1)、建立機(jī)翼的流場分析的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，通過CFD計算得到其定常流場結(jié)果；
[0045](2)、建立機(jī)翼的純鈑元的有限元模型，如圖1所示；
[0046](3)、將升力數(shù)值加載到機(jī)翼鈑元模型上，得到機(jī)翼鈑元優(yōu)化模型；
[0047](4)、目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量、約束條件如下：
[0048] 目標(biāo)函數(shù)：重量最小。
[0049] 設(shè)計變量：每一塊鈑元厚度。
[0050] 約束條件：
[0051] 1)變形約束：
[0052] 對照一般的大展弦比飛機(jī)的機(jī)翼變形情況（翼尖最大法向位移不超過半翼展的 10%，翼尖扭角不大于3° )，暫定本實施例的機(jī)翼翼尖的最大法向變形不超過半翼展的 10%，考慮飛翼布局的翼身融合特性，最大翼尖扭角控制在2°~3°之間。
[0053] 3)重心約束：
[0054] 重心位置誤差小于5%。
[0055] 3)頻率約束：
[0056] 約束其最低階頻率大于2Hz。
[0057] 4)顫振速度約束：
[0058] 約束其最低階顫振速度大于200m/s。
[0059](5)、通過優(yōu)化，最后得到一組符合約束條件的板元厚度分布；
[0060](6)、比照整個機(jī)翼的目標(biāo)重量，調(diào)整材料的密度屬性，初步得到整個機(jī)翼的重量 分布，表1為優(yōu)化后模型與目標(biāo)的質(zhì)量特性對比，機(jī)翼的重心位置誤差不到2%。
[0061] 表1優(yōu)化后模型與目標(biāo)質(zhì)量特性對比
[0063] 以上所述，僅為本發(fā)明的【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何 熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng) 涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為 準(zhǔn)。
【主權(quán)項】
1. 一種機(jī)翼動力學(xué)建模方法，其特征在于，包括如下步驟： 步驟一、根據(jù)最初給定的機(jī)翼外形布局，建立用于流場分析的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計算得到其定 常流場結(jié)果，其中所述定常流場結(jié)果包括機(jī)翼上、下表面的壓力； 步驟二、建立機(jī)翼的純鈑元的有限元模型，預(yù)先給定一個初始的厚度分布、材料屬性； 步驟三、根據(jù)步驟一計算機(jī)翼上下表面的壓差，再根據(jù)所述機(jī)翼上下表面的壓差計算 得到分布在飛機(jī)的升力數(shù)值； 步驟四、將所述升力數(shù)值通過積分加載到步驟二中所述有限元模型的單元節(jié)點上，得 到機(jī)翼優(yōu)化模型； 步驟五、按照不同類型機(jī)翼的設(shè)計要求設(shè)置目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量、約束條件； 步驟六、將目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量以及約束條件進(jìn)行優(yōu)化，最后得到一組符合所述約束條 件的鈑元厚度分布，可以模擬整個機(jī)翼的剛度分布； 步驟七、比照整個機(jī)翼最初給定的目標(biāo)重量，調(diào)整材料的密度屬性，初步得到整個機(jī)翼 的重量分布。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的機(jī)翼動力學(xué)建模方法，其特征在于，在所述步驟一中，是通過 CFD軟件建立用于流場分析的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并計算得到其定常流場結(jié)果。3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的機(jī)翼動力學(xué)建模方法，其特征在于，所述步驟五中： 所述目標(biāo)函數(shù)：重量最??； 所述設(shè)計變量：每一塊鈑元厚度； 所述約束條件包括： 變形約束、重心約束、頻率約束以及顫振速度約束。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的機(jī)翼動力學(xué)建模方法，其特征在于，所述步驟五中： 所述變形約束為： 機(jī)翼翼尖的最大法向變形不超過半翼展的10%，最大翼尖扭角控制在2°~3°之間； 所述重心約束為： 重心位置誤差小于5% ; 所述頻率約束為： 最低階頻率大于2Hz; 所述顫振速度約束： 最低階顫振速度大于200m/s。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的機(jī)翼動力學(xué)建模方法，其特征在于，在所述步驟六中，是通過 isight軟件對所述目標(biāo)函數(shù)、設(shè)計變量以及約束條件進(jìn)行優(yōu)化。
【專利摘要】本發(fā)明涉及氣動彈性領(lǐng)域，具體涉及一種機(jī)翼動力學(xué)建模方法，能夠在飛機(jī)設(shè)計初期，機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置尚不明確的情況下，獲得飛機(jī)的剛度和質(zhì)量分布。發(fā)明的機(jī)翼動力學(xué)建模方法中，首先是建立機(jī)翼純鈑元的有限元模型，計算得到的氣動升力，再以鈑元厚度為變量，翼尖的變形、重心、模態(tài)頻率、顫振速度等為約束條件，機(jī)翼重量為優(yōu)化的目標(biāo)，最終通過優(yōu)化計算得到一組鈑元厚度分布值，從而模擬飛機(jī)的剛度和質(zhì)量分布；能在飛機(jī)設(shè)計初期，機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置尚不明確，僅有機(jī)翼氣動外形和重量的情況下，快速獲得機(jī)翼剛度和質(zhì)量分布，從而進(jìn)行機(jī)翼的動力學(xué)特性分析。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN104933250
【申請?zhí)枴緾N201510346465
【發(fā)明人】陳海, 郭潤江, 龔亮, 孫曉紅, 張紅波
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所
【公開日】2015年9月23日
【申請日】2015年6月23日