一种建立飞机机翼变形模型的方法与流程

本发明涉及飞机结构强度技术领域，特别是涉及一种建立飞机机翼变形模型的方法。

背景技术：

飞机在高速机动飞行时，机翼受气动载荷、飞行高度等多种因素影响产生时变弹性变形，伴随产生的机翼外挂点纵轴姿态角变化对投放物投递对准精度有很大影响。

在实际高速机动飞行中，需要提前在飞机中装载机翼变形模型，这样就可以根据飞机当前的变形参数(如马赫数、过载等，具体参数取决于机翼变形模型形式)，实时解算挂点投放物的纵轴姿态角的数值。现有技术采用经验模型的方式进行，然而，经验模型所含参数较少，误差较大。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种建立飞机机翼变形模型的方法来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种建立飞机机翼变形模型的方法，所述建立飞机机翼变形模型的方法包括如下步骤：步骤1：建立飞机有限元模型，并对机翼外挂点处的局部结构进行细化；步骤2：根据全机静力试验数据或全机有限元仿真结果确定变形参数；步骤3：根据所确定的变形参数，设计载荷工况，并获取相应工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷；步骤4：将各载荷工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷施加到全机有限元模型中，并进行有限元仿真分析；步骤5：在所述步骤4的基础上，根据所述机翼外挂点的前挂点接头以及后挂点接头的位移改变量，计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况；步骤6：采用多元非线性回归分析方法，建立机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与多个变形参数之间的函数关系。

优选地，所述步骤1中的对机翼外挂点处的局部结构进行细化具体为：机翼外挂点处过渡梁及内部接头用梁单元模拟，内部接头与梁、肋的连接腹板用膜单元模拟；在前挂点接头以及后挂点接头间建立刚性杆。

优选地，所述步骤2中的变形参数包括：马赫数、法向过载、飞行高度、飞机总重、挂点位置和外挂构型。

优选地，所述步骤3具体为：在设计载荷工况时，每次仅单一变形参数变化，其余变形参数不变，每个变形参数至少取三个值。

优选地，所述步骤5中的计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况包括俯仰角改变量、偏航角改变量以及滚转角改变量。

优选地，所述步骤6具体为：采用多元非线性回归分析方法，建立不同挂点位置以及不同外挂构型下机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与马赫数、法向过载、飞行高度之间的函数关系。

采用本申请的建立飞机机翼变形模型的方法可以快速、高效地建立任意型号飞机的高精度机翼变形模型，从而实现实时解算投放物的纵轴姿态角，提高传递对准精度。

附图说明

图1是根据本发明第一实施例的建立飞机机翼变形模型的方法的流程示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，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，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

图1是根据本发明第一实施例的建立飞机机翼变形模型的方法的流程示意图。

如图1所示建立飞机机翼变形模型的方法包括如下步骤：

步骤1：建立飞机有限元模型，并对机翼外挂点处的局部结构进行细化；

步骤2：根据全机静力试验数据或全机有限元仿真结果确定变形参数；

步骤3：根据所确定的变形参数，设计载荷工况，并获取相应工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷；

步骤4：将各载荷工况下的全机气动载荷与机翼外挂点载荷施加到全机有限元模型中，并进行有限元仿真分析；

步骤5：在步骤4的基础上，根据机翼外挂点的前挂点接头以及后挂点接头的位移改变量，计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况；

步骤6：采用多元非线性回归分析方法，建立机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与多个变形参数之间的函数关系。

采用本申请的建立飞机机翼变形模型的方法可以快速、高效地建立任意型号飞机的高精度机翼变形模型，从而实现实时解算投放物的纵轴姿态角，提高传递对准精度。

在本实施例中，步骤1中的对机翼外挂点处的局部结构进行细化具体为：机翼外挂点处过渡梁及内部接头用梁单元模拟，内部接头与梁、肋的连接腹板用膜单元模拟；在前挂点接头以及后挂点接头间建立刚性杆。

在本实施例中，步骤2中的变形参数包括：马赫数、法向过载、飞行高度、飞机总重、挂点位置和外挂构型。

在本实施例中，步骤3具体为：在设计载荷工况时，每次仅单一变形参数变化，其余变形参数不变，每个变形参数至少取三个值。

在本实施例中，步骤5中的计算各载荷工况下机翼外挂点上的投放物的纵轴的姿态角变化情况包括俯仰角改变量、偏航角改变量以及滚转角改变量。

在本实施例中，所述步骤6具体为：采用多元非线性回归分析方法，建立不同挂点位置以及不同外挂构型下机翼外挂点的纵轴姿态角改变量与马赫数、法向过载、飞行高度之间的函数关系。可以理解的是，若需考虑飞机飞行过程中重量变化的影响，可以将法向过载ny乘以飞机重量影响因子KW，KW＝WR/W0,W0为飞机设计飞行重量，WR为飞机实时重量(飞机起飞重量-燃油消耗重量)。

最后需要指出的是：以上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精神和范围。