陳率
摘 要:民用飛機(jī)尾翼所承受的載荷是進(jìn)行飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度校核的基礎(chǔ)。對于尾翼,載荷通常以氣動網(wǎng)格點上的壓力(Cp——壓力系數(shù))分布的形式給出。由于氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點上。該文旨在有效解決此問題。
關(guān)鍵詞:Cp 積分 誤差修正 節(jié)點分載
中圖分類號:V215.2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A 文章編號:1674-098X(2014)08(b)-0061-02
民用飛機(jī)尾翼所承受的載荷是進(jìn)行飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度校核的基礎(chǔ)。對于尾翼,載荷通常以氣動網(wǎng)格點上的壓力(Cp——壓力系數(shù))分布的形式給出。由于氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點上。通常的做法是對翼面Cp分布進(jìn)行積分,得到小塊載荷點的分布載荷,在與站位總載修正一致后,再生成有限元節(jié)點載荷列陣。
1 節(jié)點載荷生成方法
1.1 載荷確定原則
載荷確定原則包括如下幾項:
(1)保證尾翼各個子部件的氣動載荷分布。
(2)保證尾翼各個子部件處理后的載荷對各個站位的累計彎矩、剪力、扭矩與總體專業(yè)提供的累計彎矩、剪力、扭矩一致。
(3)保證尾翼各個子部件處理后的總載荷和總壓心與總體專業(yè)提供的一致。
1.2 尾翼載荷處理步驟
本文給出民用飛機(jī)尾翼載荷處理方法,包括以下三個步驟:
首先用“方塊面積積分原理”對尾翼翼面的Cp分布進(jìn)行載荷積分。
然后用“正弦修正方法”對積分結(jié)果進(jìn)行載荷修正,得到翼面小塊載荷。
最后用“多點排列法”[1]進(jìn)行載荷分配,形成節(jié)點載荷列陣Force卡,用于有限元模型的計算。
該載荷處理方法完整地解決了民用飛機(jī)尾翼載荷從Cp分布到有限元節(jié)點的問題。
2 方法說明
2.1 Cp分布積分方法
以圖示水平尾翼為例,載荷專業(yè)給出了沿著水平尾翼展向13個站位,每個站位沿弦向51個等距離點(0.02倍當(dāng)?shù)叵议L的間距)上給出Cp壓力分布;另外,載荷專業(yè)還給出了13個站位的站位總載荷。這13個站位都是順氣流方向并且平行于X軸,如圖1所示。
首先根據(jù)Cp分布,得到每個網(wǎng)格點的壓強(qiáng)(Pa)。下文如果沒有特別指出,Cp分布指的就是每個網(wǎng)格點的壓強(qiáng)(Pa)。由于平尾主要以y向力為主,且上下蒙皮弧度較小,則以平面二維積分進(jìn)行Cp處理,摒棄多階多項式擬合站位分布,用小方塊面積與網(wǎng)格點的壓強(qiáng)相乘的方法,得出Cp點處的壓力(N)。
具體操作方法如下:
2.2 積分誤差修正
由于數(shù)值積分存在誤差,所以需要用氣動室提供的總載總壓心進(jìn)行修正。程序在修正時分為三步:首先進(jìn)行力修正,然后對彎矩修正,再進(jìn)行扭矩修正。下面仍以平尾為例詳細(xì)介紹載荷修正方法。
(2)彎矩的修正。
2.3 “多點排”分配原理
即可得到各有限元節(jié)點所分配的載荷。對整個氣動網(wǎng)點群上的每一個氣動點載荷按上述方法分配到有限元節(jié)點群上,就得到了載荷轉(zhuǎn)換的計算結(jié)果。
根據(jù)以上理論,只要對于每個氣動點選擇準(zhǔn)備分載的有限元節(jié)點,就可以利用以上公式來分配載荷,同時,應(yīng)結(jié)合實際情況合理地選取目標(biāo)有限元節(jié)點。
3 結(jié)語
通過該文所述的尾翼節(jié)點載荷處理方法,可解決氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點的問題。并且在保證總載一致的情況下,局部載荷分布也比較合理。
參考文獻(xiàn)
[1] 《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委會編.《飛機(jī)設(shè)計手冊》第9冊,載荷、強(qiáng)度和剛度[M].航空工業(yè)出版社,2001.endprint
摘 要:民用飛機(jī)尾翼所承受的載荷是進(jìn)行飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度校核的基礎(chǔ)。對于尾翼,載荷通常以氣動網(wǎng)格點上的壓力(Cp——壓力系數(shù))分布的形式給出。由于氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點上。該文旨在有效解決此問題。
關(guān)鍵詞:Cp 積分 誤差修正 節(jié)點分載
中圖分類號:V215.2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A 文章編號:1674-098X(2014)08(b)-0061-02
民用飛機(jī)尾翼所承受的載荷是進(jìn)行飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度校核的基礎(chǔ)。對于尾翼,載荷通常以氣動網(wǎng)格點上的壓力(Cp——壓力系數(shù))分布的形式給出。由于氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點上。通常的做法是對翼面Cp分布進(jìn)行積分,得到小塊載荷點的分布載荷,在與站位總載修正一致后,再生成有限元節(jié)點載荷列陣。
1 節(jié)點載荷生成方法
1.1 載荷確定原則
載荷確定原則包括如下幾項:
(1)保證尾翼各個子部件的氣動載荷分布。
(2)保證尾翼各個子部件處理后的載荷對各個站位的累計彎矩、剪力、扭矩與總體專業(yè)提供的累計彎矩、剪力、扭矩一致。
(3)保證尾翼各個子部件處理后的總載荷和總壓心與總體專業(yè)提供的一致。
1.2 尾翼載荷處理步驟
本文給出民用飛機(jī)尾翼載荷處理方法,包括以下三個步驟:
首先用“方塊面積積分原理”對尾翼翼面的Cp分布進(jìn)行載荷積分。
然后用“正弦修正方法”對積分結(jié)果進(jìn)行載荷修正,得到翼面小塊載荷。
最后用“多點排列法”[1]進(jìn)行載荷分配,形成節(jié)點載荷列陣Force卡,用于有限元模型的計算。
該載荷處理方法完整地解決了民用飛機(jī)尾翼載荷從Cp分布到有限元節(jié)點的問題。
2 方法說明
2.1 Cp分布積分方法
以圖示水平尾翼為例,載荷專業(yè)給出了沿著水平尾翼展向13個站位,每個站位沿弦向51個等距離點(0.02倍當(dāng)?shù)叵议L的間距)上給出Cp壓力分布;另外,載荷專業(yè)還給出了13個站位的站位總載荷。這13個站位都是順氣流方向并且平行于X軸,如圖1所示。
首先根據(jù)Cp分布,得到每個網(wǎng)格點的壓強(qiáng)(Pa)。下文如果沒有特別指出,Cp分布指的就是每個網(wǎng)格點的壓強(qiáng)(Pa)。由于平尾主要以y向力為主,且上下蒙皮弧度較小,則以平面二維積分進(jìn)行Cp處理,摒棄多階多項式擬合站位分布,用小方塊面積與網(wǎng)格點的壓強(qiáng)相乘的方法,得出Cp點處的壓力(N)。
具體操作方法如下:
2.2 積分誤差修正
由于數(shù)值積分存在誤差,所以需要用氣動室提供的總載總壓心進(jìn)行修正。程序在修正時分為三步:首先進(jìn)行力修正,然后對彎矩修正,再進(jìn)行扭矩修正。下面仍以平尾為例詳細(xì)介紹載荷修正方法。
(2)彎矩的修正。
2.3 “多點排”分配原理
即可得到各有限元節(jié)點所分配的載荷。對整個氣動網(wǎng)點群上的每一個氣動點載荷按上述方法分配到有限元節(jié)點群上,就得到了載荷轉(zhuǎn)換的計算結(jié)果。
根據(jù)以上理論,只要對于每個氣動點選擇準(zhǔn)備分載的有限元節(jié)點,就可以利用以上公式來分配載荷,同時,應(yīng)結(jié)合實際情況合理地選取目標(biāo)有限元節(jié)點。
3 結(jié)語
通過該文所述的尾翼節(jié)點載荷處理方法,可解決氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點的問題。并且在保證總載一致的情況下,局部載荷分布也比較合理。
參考文獻(xiàn)
[1] 《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委會編.《飛機(jī)設(shè)計手冊》第9冊,載荷、強(qiáng)度和剛度[M].航空工業(yè)出版社,2001.endprint
摘 要:民用飛機(jī)尾翼所承受的載荷是進(jìn)行飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度校核的基礎(chǔ)。對于尾翼,載荷通常以氣動網(wǎng)格點上的壓力(Cp——壓力系數(shù))分布的形式給出。由于氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點上。該文旨在有效解決此問題。
關(guān)鍵詞:Cp 積分 誤差修正 節(jié)點分載
中圖分類號:V215.2 文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A 文章編號:1674-098X(2014)08(b)-0061-02
民用飛機(jī)尾翼所承受的載荷是進(jìn)行飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度校核的基礎(chǔ)。對于尾翼,載荷通常以氣動網(wǎng)格點上的壓力(Cp——壓力系數(shù))分布的形式給出。由于氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點上。通常的做法是對翼面Cp分布進(jìn)行積分,得到小塊載荷點的分布載荷,在與站位總載修正一致后,再生成有限元節(jié)點載荷列陣。
1 節(jié)點載荷生成方法
1.1 載荷確定原則
載荷確定原則包括如下幾項:
(1)保證尾翼各個子部件的氣動載荷分布。
(2)保證尾翼各個子部件處理后的載荷對各個站位的累計彎矩、剪力、扭矩與總體專業(yè)提供的累計彎矩、剪力、扭矩一致。
(3)保證尾翼各個子部件處理后的總載荷和總壓心與總體專業(yè)提供的一致。
1.2 尾翼載荷處理步驟
本文給出民用飛機(jī)尾翼載荷處理方法,包括以下三個步驟:
首先用“方塊面積積分原理”對尾翼翼面的Cp分布進(jìn)行載荷積分。
然后用“正弦修正方法”對積分結(jié)果進(jìn)行載荷修正,得到翼面小塊載荷。
最后用“多點排列法”[1]進(jìn)行載荷分配,形成節(jié)點載荷列陣Force卡,用于有限元模型的計算。
該載荷處理方法完整地解決了民用飛機(jī)尾翼載荷從Cp分布到有限元節(jié)點的問題。
2 方法說明
2.1 Cp分布積分方法
以圖示水平尾翼為例,載荷專業(yè)給出了沿著水平尾翼展向13個站位,每個站位沿弦向51個等距離點(0.02倍當(dāng)?shù)叵议L的間距)上給出Cp壓力分布;另外,載荷專業(yè)還給出了13個站位的站位總載荷。這13個站位都是順氣流方向并且平行于X軸,如圖1所示。
首先根據(jù)Cp分布,得到每個網(wǎng)格點的壓強(qiáng)(Pa)。下文如果沒有特別指出,Cp分布指的就是每個網(wǎng)格點的壓強(qiáng)(Pa)。由于平尾主要以y向力為主,且上下蒙皮弧度較小,則以平面二維積分進(jìn)行Cp處理,摒棄多階多項式擬合站位分布,用小方塊面積與網(wǎng)格點的壓強(qiáng)相乘的方法,得出Cp點處的壓力(N)。
具體操作方法如下:
2.2 積分誤差修正
由于數(shù)值積分存在誤差,所以需要用氣動室提供的總載總壓心進(jìn)行修正。程序在修正時分為三步:首先進(jìn)行力修正,然后對彎矩修正,再進(jìn)行扭矩修正。下面仍以平尾為例詳細(xì)介紹載荷修正方法。
(2)彎矩的修正。
2.3 “多點排”分配原理
即可得到各有限元節(jié)點所分配的載荷。對整個氣動網(wǎng)點群上的每一個氣動點載荷按上述方法分配到有限元節(jié)點群上,就得到了載荷轉(zhuǎn)換的計算結(jié)果。
根據(jù)以上理論,只要對于每個氣動點選擇準(zhǔn)備分載的有限元節(jié)點,就可以利用以上公式來分配載荷,同時,應(yīng)結(jié)合實際情況合理地選取目標(biāo)有限元節(jié)點。
3 結(jié)語
通過該文所述的尾翼節(jié)點載荷處理方法,可解決氣動網(wǎng)格節(jié)點與有限元網(wǎng)格節(jié)點不一致,翼面載荷難以直接施加到有限元節(jié)點的問題。并且在保證總載一致的情況下,局部載荷分布也比較合理。
參考文獻(xiàn)
[1] 《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委會編.《飛機(jī)設(shè)計手冊》第9冊,載荷、強(qiáng)度和剛度[M].航空工業(yè)出版社,2001.endprint