[發明專利]一種確定飛翼布局飛機機翼變形限制條件的方法

在審

• 申請號: 202010743822.4
• 申請日: 2020-07-29
• 公開（公告）號: CN111959817A
• 公開（公告）日: 2020-11-20
• 發明（設計）人: 尹鈞;夏生林;黃祥;謝歡;朱婷;李偉;趙利霞;周偉
• 申請（專利權）人: 成都飛機工業（集團）有限責任公司
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00
• 代理公司: 成都天嘉專利事務所(普通合伙) 51211
• 代理人: 蘇丹

1.一種確定飛翼布局飛機機翼變形限制條件的方法，其特征在于，包括：剛性構型氣動數據求解、彈性構型氣動數據求解、變形水平與氣動特性變化對應關系求解、機翼變形限制條件求解；所述的剛性構型氣動數據求解為：不考慮飛機的彈性變形，求解剛性飛機的氣動數據；所述的彈性構型氣動數據求解為：通過假設一個機翼變形量，重構飛機模型，即為彈性構型，并對之進行氣動數據求解；所述的變形水平與氣動特性變化對應關系求解，通過假設不同的變形水平，獲取相應的氣動特性變化量，形成對應關系；所述的機翼變形限制條件求解，通過變形水平與氣動特性變化的對應關系，結合氣動特性允許變化量，求解出機翼變形允許量，即為機翼變形限制。

2.根據權利要求1所述一種確定飛翼布局飛機機翼變形限制條件的方法，具體步驟為：

S1剛性構型氣動數據獲取

首先，不考慮飛機的彈性變形，利用計算流體力學CFD進行剛性飛機的氣動計算，獲取一系列攻角[α₁、α₂、……α_n]下的氣動特性，主要包括升力系數[CL₁、CL₂、……CL_n]、俯仰力矩系數[Cm₁、Cm₂、……Cm_n]、升力線斜率CL_α0、靜穩定導數Cm_CL0，并提取出相應的機翼載荷，記為[F₁、F₂、……F_n]；

S2獲取剛性飛機在機翼載荷為零時的攻角和對應的氣動數據

根據第1步求得的[α₁、α₂、……α_n]和[F₁、F₂、……F_n]的對應關系，采用數值插值，求取機翼載荷F＝0時對應的攻角，記為α₀₀，對應的CL、Cm值記為CL₀₀和Cm₀₀；

S3構造彈性構型的氣動外形，并求取其氣動數據

所述的彈性構型是指：假設一個機翼翼尖剖面的變形量T1，其可以是彎曲變形，也可以是扭轉變形，也可以是二者的組合，翼根剖面的變形量近似為0，利用翼根和翼尖剖面的變形量，插值獲取各個展向站位的翼剖面的變形量，并根據各剖面的變形量重構出變形后的氣動外形，此時飛機構型記為“彈性構型1”；

利用CFD求出該構型在攻角序列[α₁、α₂、……α_n]下的氣動數據，記為[CL₁₁、CL₁₂、……CL_1n]和[Cm₁₁、Cm₁₂、……Cm_1n]，同時提取出相應的機翼載荷，記為[F₁₁、F₁₂、……F_1n]；

S4假設變形水平1，并獲取該變形水平下的氣動特性變化量

所述的“變形水平1”，是假設機翼在攻角α_k時的載荷F_k作用下，產生的變形為變形T1，此時飛機變形為“彈性構型1”，其中α_k∈[α₁、α₂、……α_n]，此時對應的升力系數、力矩系數分別為CL_k、Cm_k；

飛機在不同攻角時，機翼載荷不一致，產生的變形亦隨之變化，在變形水平1的假設下，氣動特性為：

攻角	升力系數	俯仰力矩系數	翼尖變形
00]]>	00]]>	00]]>	0
k]]>	k]]>	k]]>	變形量T1

升力線斜率CL_α1＝(CL_k-CL₀₀)/(α_k-α₀₀)

靜穩定導數Cm_CL1＝(Cm_k-Cm₀₀)/(CL_k-CL₀₀)

升力線斜率變化量ΔCL_α1＝CL_α1-CL_α0

靜穩定導數變化量ΔCm_CL1＝Cm_CL1-Cm_CL0

S5通過改變α_k的值來改變變形水平，獲取不同變形水平對應的氣動特性變化量，得到變形水平與氣動特性變化量的對應關系矩陣：

S6根據允許的氣動特性變化量，結合變形水平與氣動特性變化量的的對應關系矩陣，插值求得允許氣動特性變化量對應的變形水平，即為機翼變形限制條件。

3.根據權利要求2所述一種確定飛翼布局飛機機翼變形限制條件的方法，所述允許的氣動特性變化量，是飛機飛行性能和飛行品質要求決定的允許的升力線斜率變化量和靜穩定導數變化量。