[发明专利]一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法

说明书

本申请属于飞机飞行载荷设计技术领域，特别涉及一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，包括如下步骤：确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态；基于非线性气动压力分布数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果；在飞机机翼上设置典型监控剖面，计算结构变形；重构飞机三维外形；对变形后的三维外形进行流体力学计算，并提取前缘襟翼部分的流体力学计算结果；计算得到最终的民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。本申请的民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，通过考虑结构弹性变形对飞行载荷的影响，能够有效提高民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷设计准确性，有助于飞机减重。

技术领域

本申请属于飞机飞行载荷设计技术领域，特别涉及一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法。

背景技术

民用飞机的飞行载荷设计与安全性、可靠性和经济性密切相关。飞行载荷设计得准确，不仅能满足可靠性和安全性要求，还能减小结构重量，提高机动性能和经济性。

民用飞机前缘襟翼开展飞行载荷设计时，传统的分布式飞行载荷设计方法是在飞机飞行包线范围内，基于飞机和前缘襟翼的使用限制，使用非线性气动压力分布数据(即测压风洞试验数据或计算流体力学数据)进行飞行载荷计算。为保证飞机绝对的安全可靠，在计算过程中未考虑结构弹性变形对飞行载荷的影响，而实际上民用飞机受载后会产生很大变形。不仅飞机前缘襟翼在受载后发生结构弹性变形，机翼在受载后的变形也使得前缘襟翼产生附加变形。传统的设计方法必然导致飞机结构重量增大，降低飞机机动性能和经济性。本发明提出一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，通过考虑结构弹性变形对飞行载荷的影响，获得较准确的前缘襟翼分布式飞行载荷。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法。

本申请公开了一种民用飞机前缘襟翼的分布式飞行载荷设计方法，包括如下步骤：

步骤一、确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态；

步骤二、基于非线性气动压力分布数据进行不考虑结构弹性变形影响的全机飞行载荷计算，得到全机飞行载荷计算结果；

步骤三、在飞机机翼上设置典型监控剖面，计算结构变形；

步骤四、重构飞机三维外形，得到变形后的三维外形；

步骤五、对变形后的三维外形进行流体力学计算，并提取前缘襟翼部分的流体力学计算结果；

步骤六、根据步骤一中的前缘襟翼严重飞行载荷计算状态，使用步五中前缘襟翼部分的流体力学计算结果乘以速压得到最终的民用飞机前缘襟翼分布式飞行载荷。

根据本申请的至少一个实施方式，所述步骤一中，是根据飞机和前缘襟翼使用限制，结合全机飞行载荷计算状态，梳理前缘襟翼飞行载荷变化规律，从而确定前缘襟翼严重飞行载荷计算状态。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤二中，还包括：

根据严重飞行载荷计算状态，选取计算所需的非线性气动压力分布数据。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤三包括：

在飞机机翼上设置典型监控剖面，使用全机飞行载荷计算结果，基于结构有限元模型进行静力加载分析，计算结构变形，从而得到监控剖面变形情况。

根据本申请的至少一个实施方式，所述结构有限元模型在重心处约束，且结构有限元模型在受载情况下，机身框剖面的大小和形状、各翼面翼型的大小和形状均保持不变。

根据本申请的至少一个实施方式，在所述步骤四中，是根据典型监控剖面处的变形情况，使用最小二乘法重构飞机三维外形。