[发明专利]一种大展弦比机翼静气弹性能设计敏度的分析方法

说明书

本发明利用一次函数与一致紧支径向基函数建立最小二乘拟合曲面函数，从而实现对机翼弹性变形的模拟，解决了传统插值方法进行位移传递时存在的变形曲面波动性问题。在静气弹计算的基础上，提出基于迭代方式的气动载荷设计敏度的模型解析求解方法，其中包括直接方法和伴随方法，该算法避免了对原始刚度矩阵的破坏，同时具有计算的高效性，符合工程实际的需求。

技术领域

本发明适用于飞行器结构静气弹优化设计领域，具体涉及一种大展弦比机翼静气弹性能设计敏度的分析方法。

背景技术

现代飞行器结构轻量化和大柔性的特点，使静气弹效应愈加突出。随着飞行器结构优化设计精细化程度的提高，在优化过程中必须考虑静气弹的影响。静气弹性能设计敏度指结构尺寸或参数的变化所引起的静气弹性能指标的变化程度，它将为梯度优化算法提供必要的信息并指导优化过程的进行，静气弹性能设计敏度的计算是飞机结构优化设计中的重要工作环节。设计敏度分析方法可分为三类：近似方法、离散方法和连续方法。常用的近似方法有有限差分法和复变量法；离散方法采用对离散化的控制方程求导的方式计算设计敏度；连续方法则是在对控制方程进行离散化前对其进行求导运算。离散方法和连续方法是设计敏度的解析计算方法，可通过直接方法或伴随方法实现。在本发明中，为实现结构静气弹性能的高效率计算，分别采用有限元法和基于小扰动势流方程的面元法建立结构模型和气动模型，并使用CFD数据对气动模型进行修正。因此，静气弹计算与设计敏度分析是在离散化的控制方程基础上开展的。

静气弹变形和气动载荷通过松耦合迭代方式获得，结构模型和气动模型之间的数据传递是迭代过程的重要组成部分，包括将结构模型节点位移传递至气动模型，以及将气动模型的气动载荷传递至结构模型。目前常用的数据传递方法是由已知的结构模型节点位移构建插值曲面函数，进而获得其它坐标点的位移值，由此确定不同网格位移之间的关系，气动载荷之间的关系则在此基础上由虚功等效原理确定。但插值曲面通过已知位移点，这将使其在部分区域出现波动性，对于机翼结构模型中缺少内部骨架支撑的蒙皮部分更为明显，最终导致弹性机翼气动载荷计算的误差，进而影响静气弹变形和气动载荷设计敏度的合理性与精确性。因此，有必要寻求一种更好的位移传递方法，以解决插值方法进行位移传递时所存在的问题。

弹性机翼重分布气动载荷的设计敏度是静气弹性能设计敏度分析的重要内容。在弹性机翼变形稳定时，对刚度矩阵形式的平衡方程两端求导，然后根据链式法则将气动载荷的设计敏度列阵写为气动载荷关于位移的导数矩阵与位移的设计敏度列阵的乘积形式。这种情况下，可将刚度矩阵与气动载荷关于位移的导数矩阵之差作为位移的设计敏度列阵的系数矩阵，然后求解气动载荷的设计敏度，文献“Neill D J,Herendeen D L.ASTROSEnhancements,Volume 3:ASTROS Theoretical Manual.WL-TR-93-3006,1995”即采用了类似的思路。该算法存在的技术缺陷为：刚度矩阵是一大型对称稀疏的正定矩阵，在计算中对刚度矩阵进行修改将破坏其原有特性和存储结构，更新刚度矩阵的存储结构对大规模结构优化设计是不利的，它将引起计算上的复杂性。本发明针对该问题，提出一种不改变原始刚度矩阵存储结构的模型解析求解方法。以弹性机翼升力效率为例，对静气弹计算与设计敏度分析的过程进行说明。

发明内容

针对上述问题，本发明提出一种大展弦比机翼静气弹性能设计敏度的分析方法。

主要步骤包括：

1)建立结构模型和气动模型；

2)计算结构模型和气动模型间数据传递矩阵；

3)利用步骤2)的计算结果，通过松耦合迭代方式计算弹性机翼的静气弹变形、气动载荷和升力效率；

4)进行弹性机翼气动载荷和升力效率的设计敏度分析。

进一步，所述步骤2)中，结构模型和气动模型间数据传递矩阵的计算，包括如下步骤：