机翼气动、结构综合可靠性优化设计方法

本发明一般涉及航空航天领域中的机翼模型构建领域，并且更具体地，涉及机翼气动、结构综合可靠性优化设计方法。

背景技术：

1、飞机机翼属于气动结构，结构发生变形会影响自身表面气动力的分布。飞机有巡航状态，即通过改变喷气的推力大小维持恒定飞行速度，使升力与自身重力达到平衡，此时的风速刚好能产生1g的升力，这是最为经济的飞行状态。机翼在安装前要进行型架外形设计，使得机翼在巡航状态即1g载荷下，变形至理想的巡航外形，达到持久飞行的目的。型架外形设计一般是基于理想巡航外形为标准而进行的，通常是巡航外形反向加载，得到初始的型架外形，然后初始型架外形正向加载变形后，再根据初始型架外形弹性变形后与理想巡航外形的差异，调整机翼截面扭转角，进行型架外形的迭代修正。具体包括以下三点：

2、第一：机翼是在安装前在特定风速下进行外形预调整，飞机具备机动性，其面临的风载随机多变，通过改变喷气的推力大小长时间保持巡航状态。因此机翼型架外形优化在安装前对其进行优化，在飞行状态下，其形变则会又偏离理想外形，因此飞机通过自适应能力来保持巡航状态，变形后的机翼为理想巡航外形。

3、第二：飞机机翼具有肋板，各个站位的竖向肋板与横向腹板形成局部的盒式结构，共同承受气动荷载的分布力作用，贯穿于整个叶片，负责承受叶片的弯曲载荷和剪切载荷，有效的避免了局部位移过大，这是机翼普遍采用的内部结构。肋板除了起到一定的支撑作用，还可以通过调整肋板的扭转角度调整机翼的形变。

4、第三：机翼属于长细比较大的气动结构，机翼具有一定弦长，在设计之初通过小幅度调整其攻角来获得最大升力系数，攻角对整个机翼的升力影响显著，因此肋板扭转角的小幅度调整即对其气动性能有较大的影响。

5、当前机翼优化面临模型构建问题，具体表现在，气动外形发生变化之后，机翼的梁和肋等内部结构模型需要随之进行调整以匹配调整扭转角之后的气动外形，铺层厚度减小后，还需重新计算强度刚度改变后气动外形的变化量，如果重新构建一套结构有限元模型，虽然可以通过参数化建模的方式实现，但是处理复杂模型面临着建模繁琐且耗时的问题。

技术实现思路

1、根据本发明的实施例，提供了一种机翼气动、结构综合可靠性优化设计方案。本方案能够实现有限元模型的快速重构，解决了模型构建繁琐的问题。

2、在本发明的第一方面，提供了一种机翼气动、结构综合可靠性优化设计方法。该方法包括：

3、s101、获取机翼的初始气动模型和初始结构模型，将所述初始气动模型在展向各个翼肋站位上进行剖分，剖分出的若干个剖面作为若干个控制面；

4、s102、根据预设的初始扭转角对控制面进行扭转，得到扭转后的初始控制面；

5、s103、根据所述扭转后的初始控制面进行气动模型重构，得到扭转后的初始气动模型；

6、s104、对所述扭转后的初始气动模型进行静气动弹性分析，得到最终气动模型；

7、s105、将最终气动模型与理想巡航外形进行比较，得到扭转角差值，基于所述扭转角差值生成扭转角，基于所述扭转角对初始模型的控制面进行扭转，得到扭转后的控制面；

8、s106、基于所述扭转角迭代s102～s105，直至扭转角差值收敛，得到外形优化后的气动模型和结构模型。

9、在本发明的第二方面，提供了一种电子设备。该电子设备至少一个处理器；以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行本发明第一方面的方法。

10、应当理解，技术实现要素：部分中所描述的内容并非旨在限定本发明的实施例的关键或重要特征，亦非用于限制本发明的范围。本发明的其它特征将通过以下的描述变得容易理解。

技术特征：

1.一种机翼气动、结构综合可靠性优化设计方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据预设的初始扭转角对控制面进行扭转，包括：从所述控制面上获取气动外形特征点，对所述气动外形特征点进行初始坐标转换；

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述扭转后的初始控制面进行气动模型重构，包括：

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，根据气动外形特征点扭转前后的变化，计算气动模型表面所有结点在扭转之后z方向的坐标，包括：

5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，根据气动外形特征点扭转前后的变化，计算气动模型表面所有结点在扭转之后x方向的坐标，包括：

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对所述扭转后的初始气动模型进行静气动弹性分析，包括：

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述扭转角差值生成扭转角，包括：

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：

9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，还包括：

10.一种电子设备，包括至少一个处理器；以及

技术总结本发明的实施例提供了一种机翼气动、结构综合可靠性优化设计方法。所述方法包括获取机翼的初始气动模型和初始结构模型，将初始气动模型在展向各个翼肋站位上进行剖分，得到控制面；对控制面进行扭转；根据扭转后的初始控制面进行气动模型重构；对扭转后的初始气动模型进行静气动弹性分析，得到最终气动模型；将最终气动模型与理想巡航外形进行比较，得到扭转角差值，生成扭转角，对初始模型的控制面进行扭转，得到扭转后的控制面；迭代直至扭转角差值收敛，得到外形优化后的气动模型和结构模型。以此方式，可以解决耦合带来计算量激增的问题以及模型构建繁琐且耗时的问题。技术研发人员：罗振先,赵丽敏,张英科,杨清方,刘红刚,管财,宋春草,张瑞君受保护的技术使用者：河南大学技术研发日：技术公布日：2024/8/1