一种机翼动力学建模方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及气动弹性领域，具体涉及一种机翼动力学建模方法。
【背景技术】
[0002] 飞机设计初期，要评估机翼的动力学特性，需要建立机翼的动力有限元模型，但机 翼的结构布置尚不明确，仅有气动外形、重量、重心等概念性数据，因此无法获得飞机的刚 度和质量分布，这就很难通过常规的建模方法建立机翼的动力有限元模型。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供一种机翼动力学建模方法，能够在飞机设计初期，机翼结构 布置尚不明确的情况下，获得飞机的刚度和质量分布。
[0004] 本发明的技术方案是：
[0005]-种机翼动力学建模方法，包括如下步骤：
[0006]步骤一、根据最初给定的机翼外形布局，建立用于流场分析的结构网格，计算得到 其定常流场结果，其中所述定常流场结果包括机翼上、下表面的压力；
[0007]步骤二、建立机翼的纯钣元的有限元模型，预先给定一个初始的厚度分布、材料属 性；
[0008]步骤三、根据步骤一计算机翼上下表面的压差，再根据所述机翼上下表面的压差 计算得到分布在飞机的升力数值；
[0009]步骤四、将所述升力数值通过积分加载到步骤二中所述有限元模型的单元节点 上，得到机翼优化模型；
[0010] 步骤五、按照不同类型机翼的设计要求设置目标函数、设计变量、约束条件；
[0011] 步骤六、将目标函数、设计变量以及约束条件进行优化，最后得到一组符合所述约 束条件的钣元厚度分布，可以模拟整个机翼的刚度分布；
[0012] 步骤七、比照整个机翼最初给定的目标重量，调整材料的密度属性，初步得到整个 机翼的重量分布。
[0013]可选地，在所述步骤一中，是通过CFD软件建立用于流场分析的结构网格，并计算 得到其定常流场结果。
[0014]可选地，所述步骤五中：
[0015] 所述目标函数：重量最小；
[0016] 所述设计变量：每一块钣元厚度；
[0017] 所述约束条件包括：
[0018] 变形约束、重心约束、频率约束以及颤振速度约束。
[0019]可选地，所述步骤五中：
[0020] 所述变形约束为：机翼翼尖的最大法向变形不超过半翼展的10%，最大翼尖扭角 控制在2°~3°之间；
[0021] 所述重心约束为：重心位置误差小于5% ;
[0022] 所述频率约束为：最低阶频率大于2Hz ;
[0023] 所述颤振速度约束：最低阶颤振速度大于200m/s。
[0024] 可选地，在所述步骤六中，是通过isight软件对所述目标函数、设计变量以及约 束条件进行优化。
[0025] 本发明的有益效果：
[0026] 本发明的机翼动力学建模方法，能在飞机设计初期，机翼结构布置尚不明确，仅有 机翼气动外形和重量的情况下，快速获得机翼刚度和质量分布，从而进行机翼的动力学特 性分析。
【附图说明】
[0027] 图1是建立的机翼钣元有限元模型。
【具体实施方式】
[0028] 这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及 附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0029] 如图1所示，本发明提供的一种机翼动力学建模方法，包括如下步骤：
[0030] 步骤一、根据最初给定的机翼外形布局，建立用于流场分析的结构网格，计算得到 其定常流场结果，其中所述定常流场结果包括机翼上、下表面的压力。进一步，在本实施例 中是通过CFD软件建立用于流场分析的结构网格，并计算得到其定常流场结果。
[0031] 步骤二、建立机翼的纯钣元的有限元模型，预先给定一个初始的厚度分布、材料属 性；通过已知适合的有限元软件建立机翼的纯钣元的有限元模型，预先给定一个初始的厚 度分布、材料属性；其中，厚度分布和材料属性是根据经验给定，材料属性可以包括密度、模 量E等。
[0032] 步骤三、根据步骤一计算机翼上下表面的压差，再根据所述机翼上下表面的压差 计算得到分布在飞机的升力数值。
[0033] 步骤四、将所述升力数值通过积分加载到步骤二中所述有限元模型的单元节点 上，得到机翼优化模型。
[0034] 步骤五、按照不同类型机翼的设计要求设置目标函数、设计变量、约束条件。
[0035] 步骤六、将目标函数、设计变量以及约束条件进行优化，最后得到一组符合所述约 束条件的钣元厚度分布，可以模拟整个机翼的刚度分布；进一步，是通过isight软件对目 标函数、设计变量以及约束条件进行优化。
[0036] 步骤七、比照飞机设计初期整个机翼最初给定的目标重量，调整材料的密度属性， 初步得到整个机翼的重量分布。
[0037] 进一步，在上述步骤五中，目标函数、设计变量、约束条件如下：
[0038] 目标函数：重量最小；
[0039] 设计变量：每一块钣元厚度；
[0040] 约束条件包括：变形约束、重心约束、频率约束以及颤振速度约束。
[0041] 综上所述，本发明是以钣元厚度为变量，翼尖的变形、重心、模态频率、颤振速度等 为约束条件，以机翼重量为优化的目标，最终通过优化计算得到一组钣元厚度分布值，从而 模拟飞机的刚度和质量分布。
[0042] 本发明的机翼动力学建模方法，能在飞机设计初期，机翼结构布置尚不明确，仅有 机翼气动外形和重量的情况下，快速获得机翼刚度和质量分布，从而进行机翼的动力学特 性分析。
[0043] 下面以一预定机翼建模为例，对本发明的方法进行计算验证，步骤如下：
[0044](1)、建立机翼的流场分析的结构网格，通过CFD计算得到其定常流场结果；
[0045](2)、建立机翼的纯钣元的有限元模型，如图1所示；
[0046](3)、将升力数值加载到机翼钣元模型上，得到机翼钣元优化模型；
[0047](4)、目标函数、设计变量、约束条件如下：
[0048] 目标函数：重量最小。
[0049] 设计变量：每一块钣元厚度。
[0050] 约束条件：
[0051] 1)变形约束：
[0052] 对照一般的大展弦比飞机的机翼变形情况（翼尖最大法向位移不超过半翼展的 10%，翼尖扭角不大于3° )，暂定本实施例的机翼翼尖的最大法向变形不超过半翼展的 10%，考虑飞翼布局的翼身融合特性，最大翼尖扭角控制在2°~3°之间。
[0053] 3)重心约束：
[0054] 重心位置误差小于5%。
[0055] 3)频率约束：
[0056] 约束其最低阶频率大于2Hz。
[0057] 4)颤振速度约束：
[0058] 约束其最低阶颤振速度大于200m/s。
[0059](5)、通过优化，最后得到一组符合约束条件的板元厚度分布；
[0060](6)、比照整个机翼的目标重量，调整材料的密度属性，初步得到整个机翼的重量 分布，表1为优化后模型与目标的质量特性对比，机翼的重心位置误差不到2%。
[0061] 表1优化后模型与目标质量特性对比
[0063] 以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明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发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应 涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为 准。
【主权项】
1. 一种机翼动力学建模方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤一、根据最初给定的机翼外形布局，建立用于流场分析的结构网格，计算得到其定 常流场结果，其中所述定常流场结果包括机翼上、下表面的压力； 步骤二、建立机翼的纯钣元的有限元模型，预先给定一个初始的厚度分布、材料属性； 步骤三、根据步骤一计算机翼上下表面的压差，再根据所述机翼上下表面的压差计算 得到分布在飞机的升力数值； 步骤四、将所述升力数值通过积分加载到步骤二中所述有限元模型的单元节点上，得 到机翼优化模型； 步骤五、按照不同类型机翼的设计要求设置目标函数、设计变量、约束条件； 步骤六、将目标函数、设计变量以及约束条件进行优化，最后得到一组符合所述约束条 件的钣元厚度分布，可以模拟整个机翼的刚度分布； 步骤七、比照整个机翼最初给定的目标重量，调整材料的密度属性，初步得到整个机翼 的重量分布。2. 根据权利要求1所述的机翼动力学建模方法，其特征在于，在所述步骤一中，是通过 CFD软件建立用于流场分析的结构网格，并计算得到其定常流场结果。3. 根据权利要求1或2所述的机翼动力学建模方法，其特征在于，所述步骤五中： 所述目标函数：重量最小； 所述设计变量：每一块钣元厚度； 所述约束条件包括： 变形约束、重心约束、频率约束以及颤振速度约束。4. 根据权利要求3所述的机翼动力学建模方法，其特征在于，所述步骤五中： 所述变形约束为： 机翼翼尖的最大法向变形不超过半翼展的10%，最大翼尖扭角控制在2°~3°之间； 所述重心约束为： 重心位置误差小于5% ; 所述频率约束为： 最低阶频率大于2Hz; 所述颤振速度约束： 最低阶颤振速度大于200m/s。5. 根据权利要求4所述的机翼动力学建模方法，其特征在于，在所述步骤六中，是通过 isight软件对所述目标函数、设计变量以及约束条件进行优化。
【专利摘要】本发明涉及气动弹性领域，具体涉及一种机翼动力学建模方法，能够在飞机设计初期，机翼结构布置尚不明确的情况下，获得飞机的刚度和质量分布。发明的机翼动力学建模方法中，首先是建立机翼纯钣元的有限元模型，计算得到的气动升力，再以钣元厚度为变量，翼尖的变形、重心、模态频率、颤振速度等为约束条件，机翼重量为优化的目标，最终通过优化计算得到一组钣元厚度分布值，从而模拟飞机的刚度和质量分布；能在飞机设计初期，机翼结构布置尚不明确，仅有机翼气动外形和重量的情况下，快速获得机翼刚度和质量分布，从而进行机翼的动力学特性分析。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN104933250
【申请号】CN201510346465
【发明人】陈海, 郭润江, 龚亮, 孙晓红, 张红波
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月23日
【申请日】2015年6月23日