基于网格的机翼总载荷与分布载荷的协调方法

摘要

本申请提供了一种基于网格的机翼总载荷与分布载荷的协调方法，包括：获取机翼分布载荷的站位坐标；根据所述站位坐标构建载荷加载网格模型；定义所述载荷加载网格模型的几何相关性矩阵和总载荷差量矩阵；根据所述几何相关性矩阵和所述总载荷差量矩阵，获得分布载荷协调增量矩阵；根据所述分布载荷协调增量矩阵，对所述总载荷与分布载荷进行协调。

权利要求

1.一种基于网格的机翼总载荷与分布载荷的协调方法，其特征在于，包括：获取机翼分布载荷的站位坐标；

根据所述站位坐标构建载荷加载网格模型；

定义所述载荷加载网格模型的几何相关性矩阵和总载荷差量矩阵；

根据所述几何相关性矩阵和所述总载荷差量矩阵，获得分布载荷协调增量矩阵；

根据所述分布载荷协调增量矩阵，对所述总载荷与分布载荷进行协调；所述几何相关性矩阵为：其中，l表示分布载荷对参考点的作用力臂；

所述总载荷差量矩阵为：

其中，△Fz表示剪力变化量，△Mx表示弯矩变化量，△My表示扭矩变化量；

根据所述几何相关性矩阵和所述总载荷差量矩阵，获得分布载荷协调增量矩阵，包括：按下式获得所述分布载荷协调增量矩阵，C＝Aτ·(A·Aτ)-1.B。

说明书

基于网格的机翼总载荷与分布载荷的协调方法

技术领域

[0001] 本申请涉及飞机气动技术领域，具体提供一种基于网格的机翼总载荷与分布载荷的协调方法。

背景技术

[0002] 在飞机型号研制中，飞行载荷计算所使用的气动数据主要来源是风洞测力和测压试验。测力试验是测量模型各部件在风洞来流中的综合受力情况，可获得各部件所承受的总载荷；测压试验是在飞机部件表面布置测压孔测量压力分布，可获得各部件所承受的分布载荷，通过积分计算可获得部件的总载荷。两种数据获取、处理方法不同，难免存在差异，如果总载荷与分布载荷的一致性协调，将导致全机不平衡、载荷状态参数怪异等问题的出现。

发明内容

[0003] 为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种基于网格的机翼总载荷与分布载荷的协调方法，包括：获取机翼分布载荷的站位坐标；根据所述站位坐标构建载荷加载网格模型；定义所述载荷加载网格模型的几何相关性矩阵和总载荷差量矩阵；根据所述几何相关性矩阵和所述总载荷差量矩阵，获得分布载荷协调增量矩阵；根据所述分布载荷协调增量矩阵，对所述总载荷与分布载荷进行协调。

[0004] 根据本申请的至少一个实施例，所述几何相关性矩阵为：

[0005]

[0006] 其中，l表示分布载荷对参考点的作用力臂。

[0007] 根据本申请的至少一个实施例，所述总载荷差量矩阵为：

[0008]

[0009] 其中，ΔFz表示剪力变化量，ΔMx表示弯矩变化量，ΔMy表示扭矩变化量。

[0010] 根据本申请的至少一个实施例，根据所述几何相关性矩阵和所述总载荷差量矩阵，获得分布载荷协调增量矩阵，包括：按下式获得所述分布载荷协调增量矩阵，[0011] C＝Aτ·(A·Aτ)-1·B。

[0012] 本申请实施例提供的基于网格的机翼总载荷与分布载荷的协调方法，能够实现机翼总载荷与分布载荷协调一致，在协调过程中有效地继承了分布载荷的分布形式。

附图说明

[0013] 图1是本申请实施例提供的机翼分布载荷加载网格示意图；

[0014] 图2是本申请实施例提供的情况1的机翼典型剖面分布载荷协调前后对比图；

[0015] 图3是本申请实施例提供的情况2的机翼典型剖面分布载荷协调前后对比图；

[0016] 图4是本申请实施例提供的情况3的机翼典型剖面分布载荷协调前后对比图；

[0017] 图5是本申请实施例提供的机翼典型剖面1分布载荷协调前后对比；

[0018] 图6是本申请实施例提供的机翼典型剖面2分布载荷协调前后对比。

具体实施方式

[0019] 下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关申请，而非对该申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分。

[0020] 需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

[0021] 本申请实施例提供的机翼总载荷与分布载荷的协调方法包括以下步骤：

[0022] 步骤1，获取机翼分布载荷的站位坐标。

[0023] 步骤2，根据站位坐标构建载荷加载网格模型。

[0024] 步骤3，定义载荷加载网格模型的几何相关性矩阵和总载荷差量矩阵。

[0025] 步骤4，根据几何相关性矩阵和总载荷差量矩阵，获得分布载荷协调增量矩阵。

[0026] 步骤5，根据分布载荷协调增量矩阵，对总载荷与分布载荷进行协调。

[0027] 在本实施例中，几何相关性矩阵为：

[0028]

[0029] 其中，l表示分布载荷对参考点的作用力臂。

[0030] 总载荷差量矩阵为：

[0031]

[0032] 其中，ΔFz表示剪力变化量，ΔMx表示弯矩变化量，ΔMy表示扭矩变化量。

[0033] 通过下式即可获得分布载荷协调增量矩阵：

[0034] C＝Aτ·(A·Aτ)-1·B。

[0035] 为了便于对该协调方法进行说明，给出三种典型情况下协调前后的载荷分布对比，三种典型情况定义见表1。

[0036] 表1三种典型情况验证

[0037]

[0038] 参见图2，图3和图4，图2示出了情况1的机翼典型剖面分布载荷协调前后对比，图3示出了情况2的机翼典型剖面分布载荷协调前后对比，图3示出了情况3的机翼典型剖面分布载荷协调前后对比。

[0039] 参见图5和图6，图5示出了某型号机翼典型剖面1分布载荷协调前后对比，图6示出了某型号机翼典型剖面2分布载荷协调前后对比。

[0040] 至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。