[发明专利]一种飞机热气防冰部件温度场的数值模拟方法

说明书

一种飞机热气防冰部件温度场的数值模拟方法，根据气动网格温度场将部件沿展长方向划分成多个温度相似段；在每个温度相似段选取一个中间剖面作为典型剖面，绘制典型剖面的温度分布曲线；将上述温度分布曲线，划分成多个温度段，根据每个温度段的平均温度值，将典型剖面温度分布曲线简化为分段函数曲线，与已知的部件的气动网格温度场数据相比较，计算温度均值的误差和温度方差的误差，将满足工程误差需求的简化分段函数，加载到结构有限元网格上进行计算。

技术领域

本发明属于飞机结构设计及强度分析领域，具体是一种飞机热气防冰部件温度场的数值模拟方法。

背景技术

机翼结冰的主要部位包括机翼前缘与机翼的上下翼面等。当飞机穿过含有过冷水滴的云层时，如果机翼表面温度低于0℃，过冷水滴会与机翼碰撞并聚集在机翼表面形成冰层，导致结冰现象发生。

由于机翼是飞机产生升力的重要部件，机翼表面结冰会大大降低气动品质和操纵性能。目前运行的飞机上大多数都对机翼采取了热气防冰(或者除冰)措施。当飞机进入结冰区而没有采取适当的手段(例如开启机翼防冰或者逃离结冰区)，则对飞行安全造成威胁，甚至是灾难性的后果。因此机翼防除冰对于保障飞行安全来说意义重大，机翼防除冰系统是否合理必须经过理论分析和试验验证的双重手段。

热气防冰法是通过发动机引出的热气加热机翼前缘防止结冰。热气由发动机压气机引出，经供气管路分配到各段缝翼，再从缝翼内的笛形管喷出，加热机翼前缘蒙皮。热气防冰法是目前技术比较成熟的防冰方法，广泛应用于大型民航客机。热气防冰系统工作过程中持续产生热气，除冰效果好，机翼距离发动机较近，系统的设计难度小。

热气防冰系统引入的发动机热气最高温度一般在200℃左右，防冰部件温度较高且温差极大，热应力问题显著，对结构的强度和稳定性都有较大的影响，所以在热气防冰部件的结构设计中，需要加载温度场进行热应力的计算分析。现有技术中有些未加载温度场计算，只考虑了材料在高温情况下的性能折减；有些考虑了温度场的加载，但是飞机热气防冰部件温度场一般由CFD软件经由气动网格计算得出，与结构有限元网格不协调，手动结构查找有限元单元对应温度工作量极大，亟需简便快捷和满足精度要求的温度场等效模拟方法。

发明内容

本发明的目的在于提出一种飞机热气防冰部件温度场的数值模拟方法，避免传统的手动加载方法带来的大量工作量和人为出错。当结构网格发生变化时，也可以快速的完成加载。

一种飞机热气防冰部件温度场的数值模拟方法，已知该部件的结构有限元网格和该部件的气动网格温度场数据，其特征在于，1)根据该部件的气动网格温度场呈明显条带状的特点将该部件沿展长方向划分成多个温度相似段；2)在每个温度相似段选取一个中间剖面作为典型剖面，以整个剖面边线长度百分比为横轴，温度值为纵轴，读取足够数量的温度数据点，绘制典型剖面的温度分布曲线；3)将上述温度分布曲线，划分成多个温度段，每个温度段的最高温度和最低温度差值不超过工程温度误差允许范围，计算出每个温度段的平均温度值；4)根据每个温度段的平均温度值，将典型剖面温度分布曲线简化为分段函数曲线；5)在简化的分段函数曲线上选取一定数量的样本点，与已知的该部件的气动网格温度场数据相比较，计算温度均值的误差和温度方差的误差，判断误差是否满足工程需求；6)如果不满足工程误差需求，则缩短步骤3中温度段的分段长度，重复步骤3、4、5，直到简化的分段函数曲线温度分布与部件的气动网格温度场数据相比的误差满足工程需求；7)将满足工程误差需求的简化分段函数，加载到结构有限元网格上进行计算。

本申请的有益效果在于：本发明方法采用的温度场的数值模拟方法，物理意义明确，实施简便，可以大大缩短温度场加载周期，极大地提高了有限元模型的建模及更新效率。而且精度人为可控，可以很好的满足各种工程精度的需求。

以下结合实施例附图对本申请做进一步描述。

附图说明

图1是飞机热气防冰部件温度场的数值模拟方法流程图。