針對(duì)現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)對(duì)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(jī)各設(shè)計(jì)階段考慮靜氣動(dòng)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(jī)各設(shè)計(jì)階段氣動(dòng)彈性優(yōu)化框架,以加快各階段的迭代,提高設(shè)計(jì)效率.概念設(shè)計(jì)階段的氣動(dòng)力分析采用低階面元法,可適應(yīng)該階段為確定氣動(dòng)外形參數(shù)范圍所需的大量計(jì)算.初步設(shè)計(jì)階段采用高階面元法開展氣動(dòng)力分析,以兼顧求解精度和效率的需求.詳細(xì)設(shè)計(jì)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(dòng)力或試驗(yàn)氣動(dòng)力,以進(jìn)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(dòng)彈性效應(yīng)的面元法飛行載荷分析方法具有較強(qiáng)的工程實(shí)用性,可以滿足現(xiàn)代飛機(jī)各個(gè)設(shè)計(jì)階段的需要. 

【文章來(lái)源】：氣體物理. 2020,5(06)

【文章頁(yè)數(shù)】：10 頁(yè)

【部分圖文】：

3D-FLD方法流程圖

本文采用一架輕型運(yùn)動(dòng)飛機(jī)對(duì)所提出的彈性飛行載荷分析方法進(jìn)行對(duì)比和驗(yàn)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(biāo)系建立在重心位置, X軸指向機(jī)頭, Z軸向下, Y軸向右, 所有的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)都基于該坐標(biāo)系展開計(jì)算.飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)采用復(fù)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(duì)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(dòng)模型, 表面網(wǎng)格數(shù)分別為989, 3 192和1×105. 機(jī)翼梢部后緣設(shè)置有副翼(AILR), 水平尾翼后緣設(shè)置有帶補(bǔ)償片的升降舵面(ELEV), 垂直尾翼后緣設(shè)置有帶有補(bǔ)償片的方向舵面(RUDDER), 共5個(gè)控制面.圖4 高階面元法氣動(dòng)模型

【參考文獻(xiàn)】：
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(hào)：3027790