仅代表上述的各个三维模型或者二维模型中任意的点， 并不特指任何点。
[0037] 下面以举例的是方式对本发明进行进一步阐述，可以理解的是，该举例并不构成 对本发明的任何限制。
[0038] 在进行实例说明时，假设压强分布三维模型中的i点3个，有限元载荷分布模型中 的i点也为3个，且相互对应。
[0039] 步骤1 :为待测翼面施加压强，并获取压强数据；单位为Pa ;
[0040] 根据步骤21形成待测翼面的压强分布二维模型，其中，X轴以及Y轴坐标如下。
[0041] 根据步骤22,将待测翼面受到的压强分布数据进行无量纲化以及正则化公式处 理，从而获得压强系数。
[0042] 具体地，参看下表，数据分4列提供，第一列为i点顺序号，第二列为x坐标，第三 列为y坐标，第四列为所有压强分布二维模型中的点的压强值的最大值ACp。
[0043]
[0044] 对A CP进行无量纲化以及正则化处理后形成m，m即为压强系数。可以理解的是， 此处，正则化通过上述的公式进行计算，在此不再列出公式。
[0045]
[0046] 根据步骤23,由空间点（Xi，yi，，形成了压强分布三维模型，如图2所示，并且形 成曲面函数f(x，y，m)。
[0047] 根据步骤3形成所述待测翼面的有限元弦平面模型，如下，第一列为i点顺序号， 第二列为X坐标，第三列为y坐标：
[0048]
[0049] 根据步骤4,得到有限元模型节点在曲面函数f(x，y，m)的映射点坐标为：
[0050]
[0051]
[0052] 其中，z为待测翼面的有限元载荷分布模型中的Z轴数据（载荷系数），以步骤2 中的Z轴数据为原象。
[0053] 此时，可以根据上述数据做出待测翼面的有限元载荷分布模型，由于该数据具有 一定偏差，因此，有利的是，对上述的Z轴数据通过修正公式进行修正，从而得到修正后的Z 轴数据，根据修正后的Z轴数据得到修正后的待测翼面的有限元载荷分布模型。
[0054] 根据上述的修正公式可知，如下：
[0055] z坐标值之和即为节点载荷系数之和n :
[0058] qi= n !Xc = 0? 617X623. 84 = 384. 91
[0059] q2= n 2 X c = 0. 650 X 623. 84 = 405. 49
[0060] q3= n 3X c = 0? 924X 623. 84 = 576. 43
[0062] f:= n iXcXc^ 0. 61737X623. 84X0. 99999=384. 9
[0063] f2= n 2XcXc2= 0. 650X623. 84X0. 99999=405. 49
[0064] f3= n3XcXc3= 0. 924X623. 84X0. 99999=576. 42
[0065] 以上述数据中的f\f2f3作为修正后的载荷，通过无量纲化以及正则化公式后，形成 修正后的载荷系数，正则化公式如上所述，在此不再赘述。
[0066] 以节点坐标x、y和该节点处的载荷系数形成空间点，如下，
[0067]
[0068] 能够得到如图2所示的待测翼面的有限元载荷分布模型。
[0069] 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。
【主权项】
1. 一种翼面载荷处理方法，其特征在于，所述翼面载荷处理方法包括如下步骤； 步骤1;为待测翼面施加压强，并获取压强数据； 步骤2 ;形成待测翼面的压强分布S维模型，从而得到该压强分布S维模型中的函数 关系，其中，所述待测翼面的压强分布=维模型中的坐标系中的一个坐标轴W压强系数表 示，该坐标轴为Z轴； 步骤3 ;形成所述待测翼面的有限元弦平面模型； 步骤4 ;将待测翼面的有限元弦平面模型W所述步骤1中的函数关系为映射函数进行 映射，从而形成待测翼面的有限元载荷分布模型，其中，所述待测翼面的有限元载荷分布模 型中的Z轴数据W所述步骤2中的Z轴数据为原象。2. 如权利要求1所述的翼面载荷处理方法，其特征在于，对所述步骤4中的待测翼面的 有限元载荷分布模型中的Z轴数据通过修正公式进行修正，从而得到修正后的Z轴数据，根 据修正后的Z轴数据得到修正后的待测翼面的有限元载荷分布模型。3. 如权利要求2所述的翼面载荷处理方法，其特征在于，形成所述待测翼面的压强分 布=维模型具体为； 步骤21 ;确定待测翼面的压强分布二维模型，从而确定待测翼面的二维坐标系，其中， 坐标系中的坐标轴为X轴W及Y轴； 步骤22 ;将待测翼面受到的压强分布数据进行无量纲化W及正则化公式处理，从而获 得压强系数； 步骤23 ;W压强系数为Z轴，结合所述步骤1中的X轴W及Y轴，形成待测翼面的压强 分布S维模型。4. 如权利要求3所述的翼面载荷处理方法，其特征在于，所述正则化公式为：其中， CPi为i点的压强值；ACp为所有压强分布二维模型中的点的压强值的最大值；为i点的压强系数。5. 如权利要求2所述的翼面载荷处理方法，其特征在于，所述修正公式具体为：fj=niXcXci； 其中， F为为待测翼面施加压强所转换成压力的总值；n为节点载荷系数之和；叫为i点的载 荷；C为平均节点载荷公因子；屯为过渡节点载荷；Ci为总载误差因子；fi为修正后的i点 的载荷。
【专利摘要】本发明公开了一种翼面载荷处理方法。所述翼面载荷处理方法包括如下步骤：步骤1：为待测翼面施加压强；步骤2：形成待测翼面的压强分布三维模型，从而得到该压强分布三维模型中的函数关系；步骤3：形成待测翼面的有限元弦平面模型；步骤4：将待测翼面的有限元弦平面模型以所述步骤1中的函数关系为映射函数进行映射，从而形成待测翼面的有限元载荷分布模型。相对于现有技术，本发明的翼面载荷处理方法既考虑载荷处理前后的总载和总矩的比较，又考虑了压强分布形态和有限元节点载荷分布形态的比较，使设计人员能够直观判断气动载荷处理的合理性。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN104933251
【申请号】CN201510347215
【发明人】李军贵, 赵占文, 陈军
【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