一种弹性气动力特性综合分析方法

摘要

本发明属于飞机气动力设计领域，涉及一种弹性气动力特性综合分析方法的提出，其特征在于，融入型架外形修正技术，并整合到飞机设计流程中，进行弹性气动力特性综合分析，同时考虑了试验验证。第一，建立计算模型；第二，进行型架外形设计；第三，进行试验验证；第四，进行型架外形弹性气动力特性分析。其有益效果是：弹性气动力特性分析更精确、结果更合理。

主权项

一种弹性气动力特性综合分析方法，其特征在于，包括如下步骤：第一，建立计算模型：依据飞机外形和操纵面的特点，建立气动力计算模型；依据质量分布建立质量模型；将结构受载后的位移反馈到气动力计算模型上，建立气动/结构耦合模型；第二，进行型架外形设计：使用巡航外形结构有限元模型和计算流体力学数据(CFD数据)，进行平衡载荷反加载计算，得到型架外形后，以此为基准修改结构有限元模型，使用上述结构有限元模型进行1G平衡载荷计算，将计算出的外形与巡航外形进行对比，评判外形差量；若翼尖位置差量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量相差不超过1°，则1G加载前的外形即为型架外形；若翼尖位置相差超过10mm，或者翼尖扭转角差量相差超过1°，则调整设计输入信息(巡航外形初步结构有限元模型和计算流体力学数据(CFD数据))，重新进行修正计算，直到翼尖位置差量相差不超过10mm，同时翼尖扭转角差量相差不超过1°；第三，进行试验验证：依据型架外形设计弹性风洞试验模型，加工生产后进行地面试验和风洞试验；地面试验得到的模型刚度矩阵与仿真计算得到的刚度矩阵相差若超过10％，则更改弹性风洞试验模型刚度水平，使之达到与型架外形仿真计算得到的刚度矩阵相差不超过10％的水平；然后，开展风洞试验，风洞试验得到的翼尖弹性变形量与型架外形仿真计算得到的翼尖弹性变形量相差超过10mm或翼尖扭转角差量相差超过1°，则更改型架外形结构有限元模型的刚度水平，使之达到与型架外形仿真计算得到的翼尖弹性变形量相差不超过10mm和翼尖扭转角差量相差不超过1°，从而验证仿真计算得到的型架外形的合理性；第四，进行型架外形弹性气动力特性分析。