【技术实现步骤摘要】
本申请属于飞机机翼结构的论证迭代设计领域，特别涉及一种飞机载荷的快速处理方法。
技术介绍
1、传统的飞机设计均是从顶层自上而下逐步过渡到结构、系统等等设计，但随着科技发展进步，对飞机设计周期的要求越来越严苛，传统的自上而下设计方法逐步过渡为了多专业多方案并行设计。对机翼结构的初步设计方案论证，气动载荷计算与机翼结构布置方案迭代论证工作同步进行，这样可以大幅缩短飞机机翼结构设计周期。但多专业并行将会出现结构设计缺乏输入的矛盾问题，基于此，必须要在飞机设计初期方案论证阶段获得较为准确可用的载荷数据以支撑机翼结构方案初步设计。
2、针对机翼结构初步设计阶段，在无准确载荷输入前提下，现有的载荷估算方法通过假定气动载荷沿机翼的展向分布以获取粗略的载荷输入。该方法未能考虑机翼气动载荷的弦向分布，所获得的载荷仅能体现机翼载荷的弯剪特性，不能用来指导机翼的扭转特性设计，且该方法仅应用于工程估算阶段，无法直接应用于有限元仿真计算，从而支撑机翼结构的细节方案布置。
3、在飞机设计中，离散后用于计算气动载荷的气动网格与机翼结构有限元模型网格节点不对应，因此气动载荷不能直接供结构有限元设计优化使用。传统有限元软件通过保证力的平衡将气动节点载荷分配到相邻的某几个节点，忽略了整体弯矩与扭矩的分载平衡关系，也不考虑气动载荷分配时所选取的有限元节点范围，导致分载后载荷分布与原始载荷误差较大，影响机翼结构方案设计。
4、因此，如何在无气动输入下开展飞机机翼结构方案的初步设计工作，并提高结构设计中载荷转换的精确性，缩短飞机研制周
技术实现思路
1、本申请的目的是提供了一种飞机载荷的快速处理方法，以解决现有技术中无气动载荷输入时的飞机机翼结构方案初步设计工作无法展开、结构设计中载荷输入转换精确性低的问题。
2、本申请的技术方案是：一种飞机载荷的快速处理方法，包括：
3、开展飞机方案初步设计；
4、获取飞机设计初步外形参数和飞机的总体指标，预估机翼的气动载荷分布并将之按需离散到任意划分的翼面网格；
5、提取需要施加气动载荷的机翼有限元模型上/下翼面节点坐标与离散后的气动网格；而后使用拉格朗日乘数法将预估获得的气动载荷分布转换为机翼上/下翼面的有限元节点载荷；
6、根据机翼有限元分析结果，完成机翼结构布置方案的进一步优化，进行机翼方案的迭代设计，直至完成飞机机翼结构方案初步设计工作。
7、优选地，所述机翼的气动载荷分布的初步计算方法为：
8、从飞机设计初步外形参数和飞机的总体设计指标预估机翼承受的气动总载；
9、通过机翼的气动总载进行近似估算得到机翼沿展向任意剖面站位处的升力分布函数fy；
10、根据理论或经验方法获取机翼升力弦向分布函数fx；
11、计算获取机翼任意位置处升力的分布函数ff＝fx·fy；
12、将机翼上/下翼面离散为若干气动网格，计算获取各气动网格中心的气动载荷与三维坐标。
13、优选地，所述机翼承受的气动总载的计算公式为：
14、fwing＝ny×mmax×g+fem
15、式中：ny为过载系数；mmax为飞机最大起飞重量；fem为尾翼配平载荷，g为重力加速度。
16、优选地，采用schrenk/梯形/椭圆/三角分布方法对机翼沿展向任意剖面站位处的升力分布函数fy进行近似估算。
17、优选地，所述有限元节点载荷的具体计算方法为：
18、在空间中选取某一点a，获取其坐标与载荷为(xa,ya,za)、再获取机翼上任一节点的坐标与转换为的载荷为(xi,yi,zi)、其中，i为节点顺序，p为载荷；
19、将a点设为固支端，节点端设为自由端，计算自由端节点变形能为：
20、
21、式中ej1，ej2和ej3为假想悬臂梁三个方向的抗弯刚度；
22、则总节点变形能为
23、引入拉格朗日乘子法构造拉格朗日函数，公式为：
24、
25、将之引入静力平衡条件得到：
26、
27、而后通过对(λ1,λ2,λ3,λ4,λ5,λ6)进行解算得到节点a分给节点i的载荷
28、优选地，所述静力平衡条件为：
29、
30、
31、
32、
33、本申请的飞机载荷的快速处理方法，通过获取飞机设计初步外形参数和飞机的总体指标，通过理论计算机翼获得气动载荷展向分布，并引入了机翼气动载荷沿弦向的分布，直接获取机翼翼面的气动载荷分布函数，然后将之离散到任意划分的气动网格，可用于机翼的弯曲、剪切和扭转特性计算分析。并通过拉格朗日乘子法将气动载荷转换为有限元节点载荷，解决了因气动网格与结构有限元网格不重合导致气动载荷无法直接引入有限元计算的问题。通过应用该方法，可以在无准确气动载荷输入前提下，获取较为准确的气动载荷输入，辅以精确的载荷转换方法，支撑机翼结构方案的初步设计迭代工作。
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1.一种飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，所述机翼的气动载荷分布的初步计算方法为：
3.如权利要求2所述的飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，所述机翼承受的气动总载的计算公式为：
4.如权利要求2所述的飞机载荷的快速处理方法，其特征在于：采用Schrenk/梯形/椭圆/三角分布方法对机翼沿展向任意剖面站位处的升力分布函数Fy进行近似估算。
5.如权利要求1所述的飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，所述有限元节点载荷的具体计算方法为：
6.如权利要求5所述的飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，所述静力平衡条件为：
【技术特征摘要】
1.一种飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，所述机翼的气动载荷分布的初步计算方法为：
3.如权利要求2所述的飞机载荷的快速处理方法，其特征在于，所述机翼承受的气动总载的计算公式为：
4.如权利要求2所述的飞机载荷的快速处...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨磊峰，王晓阳，徐荣章，李桐，张倩瑞，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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