[发明专利]一种弹性机翼副翼舵面效率的设计敏度工程数值方法

说明书

一种弹性机翼副翼舵面效率的设计敏度工程数值方法，包括如下步骤：建立气动面元模型和结构有限元模型，并计算气动面元模型和结构有限元模型间数据传递矩阵；计算刚性机翼单位副翼偏转角产生的滚转速率；计算弹性机翼单位副翼偏转角产生的驱动力矩和单位滚转速率产生的阻尼力矩；进行弹性机翼副翼舵面效率及其设计敏度的计算。本发明将弹性机翼单位副翼偏转角产生的滚转速率表示为单位副翼偏转角产生的驱动力矩和单位滚转速率产生的阻尼力矩的组合的形式，解决了滚转速率形式定义的副翼舵面效率的设计敏度难以解析求解的问题，在此基础上，通过直接法或伴随法对副翼舵面效率设计敏度的工程计算，从而辅助后续飞机结构的精细数值优化设计。

技术领域

本发明适用于飞机结构的数值优化设计领域，具体涉及一种弹性机翼副翼舵面效率关于结构设计变量敏度的工程数值方法。

背景技术

施加于弹性机翼上的气动载荷会改变机翼的变形，并反过来改变机翼的气流特征，从而产生气动弹性现象并影响最终稳定变形状态下机翼的气动载荷。副翼用于控制飞机的飞行状态，随着飞行速度的增大，副翼舵面效率会不断降低，当达到反效速度时，副翼偏转将对飞行状态不产生任何影响。副翼舵面效率的大小反映了飞机的机动性能，常作为约束条件用于飞机结构的数值优化设计，弹性机翼副翼舵面效率的设计敏度可为梯度优化算法提供必要的指导。在实际工程中一般有两种副翼舵面效率的定义形式：机翼根部固支情况通过弹性机翼和刚性机翼的翼根弯矩之比进行定义，机翼稳定滚转情况通过弹性机翼和刚性机翼单位副翼偏转角产生的滚转速率之比进行定义。前者是一种较简单的形式，未能考虑副翼对飞机滚转运动的实际作用效果，因此，本发明中副翼舵面效率采用第二种定义形式。如文献“Wright JR,Cooper JE.Introduction to AircraftAeroelasticity andLoads.2nd ed.NewYork:Wiley,2015”所述，目前常用的副翼舵面效率计算方法是依据机翼气动弹性原理，利用简单的工程算法公式以及粗定量技术参数进行求解。其计算结果常作为一种定性的参考，并且该方法也不利于后续设计敏度的解析计算，这些缺陷使其难以应用于飞机结构的精细数值优化设计。

发明内容

为克服滚转速率形式定义的副翼舵面效率设计敏度难以解析求解的缺点，本发明中，分别采用势流理论面元法和有限元法建立机翼的气动模型和结构模型，在此基础上，进行弹性机翼副翼舵面效率及其设计敏度的计算。由前面的叙述可知，副翼舵面效率设计敏度求解的关键是弹性机翼单位副翼偏转角产生的滚转速率的设计敏度，但滚转速率和结构设计变量之间的关系难以直接显式确定，因此需要对副翼舵面效率的形式进一步转化。当飞行速度小于副翼反效速度时，副翼偏转产生的驱动力矩将使机翼绕其纵轴滚转，同时机翼的滚转运动将产生阻尼力矩，且阻尼力矩随着滚转速率的增大而增大。另外，阻尼力矩有使机翼滚转速率降低的趋势。当滚转速率达到某一值时，副翼偏转产生的驱动力矩和滚转运动产生的阻尼力矩之和为零，这时机翼达到稳定滚转状态。特别地，对于弹性机翼，弹性变形也将引起驱动力矩和滚转力矩的变化，从而使弹性机翼具有和刚性机翼不同的滚转速率。

基于以上思路，本发明将弹性机翼单位副翼偏转角产生的滚转速率转化为单位副翼偏转角产生的驱动力矩和单位滚转速率产生的阻尼力矩的组合形式。设计敏度工程数值方法是基于离散化的气动模型和结构模型实现的。驱动力矩或阻尼力矩为气动载荷和模型节点坐标的函数，而弹性机翼的气动载荷通过位移间接依赖于结构设计变量，由此即可通过解析法方式计算副翼舵面效率的设计敏度。具体说明如下，

本发明提出一种弹性机翼副翼舵面效率的设计敏度工程数值方法，包括如下步骤：

1)建立气动面元模型和结构有限元模型，并计算气动面元模型和结构有限元模型间数据传递矩阵；

2)利用步骤1)的计算结果，计算刚性机翼单位副翼偏转角产生的滚转速率；

3)利用步骤1)的计算结果，计算弹性机翼单位副翼偏转角产生的驱动力矩；

4)利用步骤1)的计算结果，计算弹性机翼单位滚转速率产生的阻尼力矩；