針對現(xiàn)代飛機設(shè)計對于高效率、高精度飛行載荷分析的迫切需求,建立了面向飛機各設(shè)計階段考慮靜氣動彈性效應(yīng)的面元法飛行載荷分析方法,并以此為基礎(chǔ)構(gòu)建了飛機各設(shè)計階段氣動彈性優(yōu)化框架,以加快各階段的迭代,提高設(shè)計效率.概念設(shè)計階段的氣動力分析采用低階面元法,可適應(yīng)該階段為確定氣動外形參數(shù)范圍所需的大量計算.初步設(shè)計階段采用高階面元法開展氣動力分析,以兼顧求解精度和效率的需求.詳細設(shè)計階段的飛行載荷分析方法在基本面元法的基礎(chǔ)上引入了外部高精度CFD氣動力或試驗氣動力,以進一步提高飛行載荷的精度并兼顧求解效率.研究結(jié)果表明,所建立考慮靜氣動彈性效應(yīng)的面元法飛行載荷分析方法具有較強的工程實用性,可以滿足現(xiàn)代飛機各個設(shè)計階段的需要. 

【文章來源】：氣體物理. 2020,5(06)

【文章頁數(shù)】：10 頁

【部分圖文】：

3D-FLD方法流程圖

本文采用一架輕型運動飛機對所提出的彈性飛行載荷分析方法進行對比和驗證, 并以CFD求解器MGAERO[13]的剛性仿真結(jié)果作為參考. 結(jié)構(gòu)模型直接采用NASTRAN軟件的“freedlm.dat”算例, 如圖2所示. 剛體坐標系建立在重心位置, X軸指向機頭, Z軸向下, Y軸向右, 所有的氣動導數(shù)都基于該坐標系展開計算.飛機機翼結(jié)構(gòu)采用復合材料, 蒙皮部分鋪層組成形式為: 6層單層厚度為0.188 mm的材料2和中間一層單層厚度為6.35 mm的材料1對稱組成, 鋪層角度依次為45°/-45°/90°/0°/90°/-45°/45°, 翼根到翼尖鋪層厚度不變, 其屬性如表1所示.

圖3～5分別為低階面元法、 高階面元法和CFD仿真所用的氣動模型, 表面網(wǎng)格數(shù)分別為989, 3 192和1×105. 機翼梢部后緣設(shè)置有副翼(AILR), 水平尾翼后緣設(shè)置有帶補償片的升降舵面(ELEV), 垂直尾翼后緣設(shè)置有帶有補償片的方向舵面(RUDDER), 共5個控制面.圖4 高階面元法氣動模型

【參考文獻】：
期刊論文
[1]Integrated optimization on aerodynamics-structure coupling and flight stability of a large airplane in preliminary design[J]. Xiaozhe WANG,Zhiqiang WAN,Zhu LIU,Chao YANG.  Chinese Journal of Aeronautics. 2018(06)
[2]A method for static aeroelastic analysis based on the high-order panel method and modal method[J]. YANG Chao, ZHANG BoCheng, WAN ZhiQiang & WANG YaoKun School of Aeronautic Science and Engineering, Beijing University of Aeronautics & Astronautics, Beijing 100191, China.  Science China（Technological Sciences）. 2011(03)



本文編號：3027790