申请/专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所

申请日：2018-11-23

公开（公告）日：2023-05-23

公开（公告）号：CN109299579B

主分类号：G06F30/23

分类号：G06F30/23;G06F30/15

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2023.05.23#授权;2019.03.01#实质审查的生效;2019.02.01#公开

摘要：本申请提供了一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法，包括：基于风洞测力试验模型，建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型；根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布；根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型，建立气动结构耦合计算模型；将所述全机压力分布加载到所述气动结构耦合计算模型上，获得全机弹性变形和气动力修正量；根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。

主权项：1.一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法，其特征在于，包括：基于风洞测力试验模型，建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型；根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布；根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型，建立气动结构耦合计算模型；将所述全机压力分布加载到所述气动结构耦合计算模型上，获得全机弹性变形和气动力修正量；根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正；所述风洞测力试验模型为CATIA数模；所述结构有限元模型为实体模型，包括天平、机身、机翼以及连接部件；根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布，包括：针对所述CFD模型进行定常计算，计算得到风洞试验条件下的全机压力分布。

全文数据：大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法技术领域本申请涉及全机载荷设计和全机静气弹性预测技术领域，具体提供一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法。背景技术随着民用大展弦比飞机的发展，先进民用飞机的研制均需要在高雷诺数增压风洞中进行大量的气动试验。此类飞行器风洞试验过程中由于模型材料、加工工艺等原因，结构不可避免地发生弹性变形，进一步影响到模型的气动力特性。尤其对于大展弦比飞机来说，模型变形十分明显。因此在大展弦比飞机增压风洞模型气动试验中，去除弹性变形对试验数据带来的影响，将弹性变形后气动力数据修正成变形前的刚体气动力数据是十分必要的。目前国内的测力风洞试验中忽略风洞试验模型弹性变形的影响，一般不进行气动力数据修正。使用变形后气动数据进行飞机设计，从数据源头上就存在误差。发明内容为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法，包括：基于风洞测力试验模型，建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型；根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布；根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型，建立气动结构耦合计算模型；将所述全机压力分布加载到所述气动结构耦合计算模型上，获得全机弹性变形和气动力修正量；根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。根据本申请的至少一个实施例，所述风洞测力试验模型为CATIA数模。根据本申请的至少一个实施例，所述结构有限元模型为实体模型，包括天平、机身、机翼以及连接部件。根据本申请的至少一个实施例，根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布，包括：针对所述CFD模型进行定常计算，计算得到风洞试验条件下的全机压力分布。本申请实施例提供的大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法中，通过采用建模计算与风洞试验相结合，计算得到弹性变形和修正量的方法，比单纯增加风洞变形测量试验以及测压试验大大降低成本费用，通过偶极子模型与结构有限元模型耦合来建立气动结构耦合模型，引入CFD数据计算得到弹性气动力和模型变形，不仅保证原始外形下气动力计算准确性，而且计算方法高效快捷，适合工程型号应用。附图说明图1是本申请实施例提供的大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法的流程示意图；图2是本申请实施例提供的风洞试验模型CATIA数模；图3是本申请实施例提供的结构有限元模型；图4是本申请实施例提供的全机压力分布示意图；图5是本申请实施例提供的偶极子模型；图6是本申请实施例提供的机翼弯曲变形对比图；图7是本申请实施例提供的机翼扭转变形对比图。具体实施方式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。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。图1是本申请实施例提供的大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法的流程示意图。如图1所示，该方法包括以下步骤：步骤101，基于风洞测力试验模型，建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型。在本实施例中，风洞测力试验模型为CATIA数模，如图2所示，结构有限元模型为实体模型，如图3所示，其包括天平、机身、机翼以及连接部件，有限元建模的关键在于保证模型整体刚度水平，建立的结构有限元模型刚度与风洞试验模型的刚度一致。步骤102，根据CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布。针对CFD模型进行定常计算，可以计算得到风洞试验条件下的全机压力分布，如图4所示。步骤103，根据偶极子模型和结构有限元模型，建立气动结构耦合计算模型。偶极子模型如图5所示，由于偶极子网格非常容易与结构有限元模型耦合，因此，将偶极子网格和结构有限元模型耦合来得到气动结构耦合计算模型的计算效率较高。步骤104，将全机压力分布加载到所述气动结构耦合计算模型上，获得全机弹性变形和气动力修正量。全机弹性变形包括机翼弯曲变形和机翼扭转变形，其中，机翼弯曲变形的对比图如图6所示，机翼扭转变形的对比图如图7所示。步骤105，根据气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。在本实施例中，通过采用建模计算与风洞试验相结合，计算得到弹性变形和修正量的方法，比单纯增加风洞变形测量试验以及测压试验大大降低成本费用。通过偶极子网格与结构有限元模型耦合来建立气动结构耦合模型，引入CFD数据计算得到弹性气动力和模型变形，不仅保证原始外形下气动力计算准确性，而且计算方法高效快捷，适合工程型号应用。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。

权利要求：1.一种大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法，其特征在于，包括：基于风洞测力试验模型，建立CFD模型、偶极子模型以及结构有限元模型；根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布；根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型，建立气动结构耦合计算模型；将所述全机压力分布加载到所述气动结构耦合计算模型上，获得全机弹性变形和气动力修正量；根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。2.根据权利要求1所述的大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法，其特征在于，所述风洞测力试验模型为CATIA数模。3.根据权利要求1所述的大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法，其特征在于，所述结构有限元模型为实体模型，包括天平、机身、机翼以及连接部件。4.根据权利要求1所述的大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法，其特征在于，根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布，包括：针对所述CFD模型进行定常计算，计算得到风洞试验条件下的全机压力分布。

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