一种平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法

技术领域

本发明涉及机机翼气动载荷分析技术领域，具体涉及一种平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法。

背景技术

航空飞机机翼的强度分析对于衡量机翼的工作性能具有至关重要的价值。对飞机机翼的强度进行分析的一种有效手段是借助有限元仿真软件，建立其有限元仿真模型，并基于有限元仿真软件计算其在实际工况下的工作情况。

飞机在飞行过程中机翼上受到气动载荷、重力和推力载荷作用，对于机翼上有挂载的情况还受到集中载荷的作用。一般情况下，假设飞机在飞行过程中的全部升力都来自于机翼且不考虑集中载荷的影响，则机翼上气动载荷沿竖直向上的合力等于飞机机动过载与飞机质量的乘积。对于平直翼飞机，其单个机翼上的气动载荷分布可近似为沿展向椭圆分布和沿弦向三角形分布，由此可得到机翼上气动载荷分布结果。该气动载荷分布结果假定施加的气动载荷方向为竖直向上，合力大小为飞机机动过载与飞机质量乘积的一半。而利用Abaqus等有限元仿真软件直接对机翼施加气动载荷时，所施加的气动载荷方向为垂直机翼蒙皮。因此，直接使用以上的气动载荷分布结果对机翼进行气动载荷加载会致使飞机所承受竖直方向合力不为零，从而引入分析误差。

发明内容

本发明的目的在于提供一种平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法，以对气动载荷分布进行修正，并结合气动载荷与竖直方向的夹角信息，从而能够通过Abaqus等有限元仿真软件直接对机翼施加气动载荷后满足竖直方向上力的平衡条件。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：

本发明提供一种平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法，所述平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法包括：

S1：获取平直翼飞机所使用的机翼翼型的相关信息；

S2：根据所述机翼翼型的相关信息，确定机翼翼型的形状方程；

S3：根据所述机翼翼型的形状方程和机翼的展长对所述平直翼飞机进行建模，得到仿真模型；

S4：根据所述机翼翼型的形状方程，计算气动载荷与竖直方向的夹角α

S5：在最大气动载荷表达式P

S6：根据所述最大气动载荷表达式

S7：根据所述主梁前气动载荷沿竖直方向的分力表达式

S8：根据所述机翼上的气动载荷沿竖直方向上的平衡方程，得到气动载荷修正系数δ的结果；

S9：根据所述气动载荷修正系数δ的结果对所述仿真模型的机翼气动载荷进行修正。

可选择地，所述步骤S2中，所述机翼翼型的形状方程y

其中，x

可选择地，所述步骤S4包括：

S41：对所述机翼翼型的形状方程进行求导处理，得到所述机翼翼型在X处切线的斜率k

S42：根据机翼翼型在X处切线的斜率k

S43：根据所述夹角β

S44：计算所述夹角β

S45：根据所述夹角β

可选择地，所述步骤S41中，所述机翼翼型在X处切线的斜率k

可选择地，所述步骤S43中，所述气动载荷与竖直方向的夹角α

其中，当机翼翼型在X处切线的斜率k

可选择地，所述步骤S44包括：

S441：利用万能公式计算cos2β

S442：根据所述cos2β

S443：根据所述夹角β

可选择地，所述步骤S45中，所述气动载荷与竖直方向的夹角α

可选择地，所述步骤S5中，所述最大气动载荷表达式P

所述修正的最大气动载荷表达式

其中，n

可选择地，所述步骤S6中，所述主梁前气动载荷沿竖直方向的分力表达式

所述主梁后气动载荷沿竖直方向的分力表达式

其中，

可选择地，所述步骤S7中，所述机翼上的气动载荷沿竖直方向上的平衡方程为：

其中，

本发明具有以下有益效果：

本发明通过引入气动载荷修正系数并结合力的平衡方程及机翼翼型的形状方程，能够实现对机翼上气动载荷的有效修正，解决直接通过有限元仿真软件加载气动载荷时存在的竖直方向合力不为零的问题，减小分析误差。

附图说明

图1为本发明平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法的流程图；

图2为本发明的NACA0012对称翼型图；

图3为本发明的平直翼有限元仿真模型；

图4为本发明的平直翼气动载荷施加示意图；

图5为本发明的平直翼气动载荷施加效果图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

本发明提供一种平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法，参考图1所示，所述平直翼飞机机翼上气动载荷的修正方法包括：

S1：获取平直翼飞机所使用的机翼翼型的相关信息；

本发明选用的平直翼飞机的机翼翼型为NACA0012对称翼型，其弦长c＝1000mm，最大厚度为0.12c，最大厚度位置为距前缘0.3c处。

S2：根据所述机翼翼型的相关信息，确定机翼翼型的形状方程；

本发明平直翼飞机的机翼翼型如图2所示，机翼翼型的形状方程y

所述机翼翼型的形状方程y

其中，x

在一些实施例中，若不存在机翼翼型的形状方程表达式，可基于机翼翼型上的特征点信息，结合Kriging代理模型构建出翼型形状的代理模型表达式。

S3：根据所述机翼翼型的形状方程和机翼的展长对所述平直翼飞机进行建模，得到仿真模型；

本发明利用有限元分析软件进行仿真，本领域技术人员可根据本发明，选择适当的软件进行仿真，本发明不做具体限制。

S4：根据所述机翼翼型的形状方程，计算气动载荷与竖直方向的夹角α

可选择地，所述步骤S4包括：

S41：对所述机翼翼型的形状方程进行求导处理，得到所述机翼翼型在X处切线的斜率k

所述机翼翼型在X处切线的斜率k

S42：根据机翼翼型在X处切线的斜率k

S43：根据所述夹角β

当飞行仰角为θ时，机翼结构的气动载荷施加如图4所示。所述气动载荷与竖直方向的夹角α

其中，当机翼翼型在X处切线的斜率k

S44：计算所述夹角β

可选择地，所述步骤S44包括：

S441：利用万能公式计算cos2β

即：

S442：根据所述cos2β

即：

S443：根据所述夹角β

即：

S45：根据所述夹角β

所述气动载荷与竖直方向的夹角α

表1是在不同位置X和仰角θ处计算得到的cosα

表1不同位置X和仰角θ处cosα

S5：在最大气动载荷表达式P

所述最大气动载荷表达式P

所述修正的最大气动载荷表达式

其中，n

S6：根据所述最大气动载荷表达式

所述主梁前气动载荷沿竖直方向的分力表达式

所述主梁后气动载荷沿竖直方向的分力表达式

其中，

S7：根据所述主梁前气动载荷沿竖直方向的分力表达式

所述机翼上的气动载荷沿竖直方向上的平衡方程为：

其中，

S8：根据所述机翼上的气动载荷沿竖直方向上的平衡方程，得到气动载荷修正系数δ的结果；

求解以上的平衡方程得到不同仰角θ下的气动载荷修正系数δ结果如表2所示。

表2不同仰角θ下气动载荷修正系数δ结果

该表显示，在仰角为0°时的修正系数值最小，且随着仰角的增大，修正系数的值随之增大。这表示，在小仰角情况下，施加在机翼上的气动载荷沿竖直方向的分量从整体而言所占比重较大，因此只需要较小的修正系数来对气动载荷进行修正即可。但随着仰角的增大，施加在机翼上的气动载荷沿竖直方向的分量从整体而言所占比重减小，因此需要较大的修正系数对其进行修正。

S9：根据所述气动载荷修正系数δ的结果对所述仿真模型的机翼气动载荷进行修正。

假定飞机机动过载为n

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。