民用飞机尾翼节点载荷处理方法探讨
2014-11-11陈率
陈率
摘 要：民用飞机尾翼所承受的载荷是进行飞机尾翼结构设计和强度校核的基础。对于尾翼，载荷通常以气动网格点上的压力（Cp——压力系数）分布的形式给出。由于气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点上。该文旨在有效解决此问题。
关键词：Cp 积分 误差修正 节点分载
中图分类号：V215.2 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）08（b）-0061-02
民用飞机尾翼所承受的载荷是进行飞机尾翼结构设计和强度校核的基础。对于尾翼，载荷通常以气动网格点上的压力（Cp——压力系数）分布的形式给出。由于气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点上。通常的做法是对翼面Cp分布进行积分，得到小块载荷点的分布载荷，在与站位总载修正一致后，再生成有限元节点载荷列阵。
1 节点载荷生成方法
1.1 载荷确定原则
载荷确定原则包括如下几项：
（1）保证尾翼各个子部件的气动载荷分布。
（2）保证尾翼各个子部件处理后的载荷对各个站位的累计弯矩、剪力、扭矩与总体专业提供的累计弯矩、剪力、扭矩一致。
（3）保证尾翼各个子部件处理后的总载荷和总压心与总体专业提供的一致。
1.2 尾翼载荷处理步骤
本文给出民用飞机尾翼载荷处理方法，包括以下三个步骤：
首先用“方块面积积分原理”对尾翼翼面的Cp分布进行载荷积分。
然后用“正弦修正方法”对积分结果进行载荷修正，得到翼面小块载荷。
最后用“多点排列法”[1]进行载荷分配，形成节点载荷列阵Force卡，用于有限元模型的计算。
该载荷处理方法完整地解决了民用飞机尾翼载荷从Cp分布到有限元节点的问题。
2 方法说明
2.1 Cp分布积分方法
以图示水平尾翼为例，载荷专业给出了沿着水平尾翼展向13个站位，每个站位沿弦向51个等距离点（0.02倍当地弦长的间距）上给出Cp压力分布；另外，载荷专业还给出了13个站位的站位总载荷。这13个站位都是顺气流方向并且平行于X轴，如图1所示。
首先根据Cp分布，得到每个网格点的压强（Pa）。下文如果没有特别指出，Cp分布指的就是每个网格点的压强（Pa）。由于平尾主要以y向力为主，且上下蒙皮弧度较小，则以平面二维积分进行Cp处理，摒弃多阶多项式拟合站位分布，用小方块面积与网格点的压强相乘的方法，得出Cp点处的压力（N）。
具体操作方法如下：
2.2 积分误差修正
由于数值积分存在误差，所以需要用气动室提供的总载总压心进行修正。程序在修正时分为三步：首先进行力修正，然后对弯矩修正，再进行扭矩修正。下面仍以平尾为例详细介绍载荷修正方法。
（2）弯矩的修正。
2.3 “多点排”分配原理
即可得到各有限元节点所分配的载荷。对整个气动网点群上的每一个气动点载荷按上述方法分配到有限元节点群上，就得到了载荷转换的计算结果。
根据以上理论，只要对于每个气动点选择准备分载的有限元节点，就可以利用以上公式来分配载荷，同时，应结合实际情况合理地选取目标有限元节点。
3 结语
通过该文所述的尾翼节点载荷处理方法，可解决气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点的问题。并且在保证总载一致的情况下，局部载荷分布也比较合理。
参考文献
[1] 《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第9册，载荷、强度和刚度[M].航空工业出版社，2001.endprint
摘 要：民用飞机尾翼所承受的载荷是进行飞机尾翼结构设计和强度校核的基础。对于尾翼，载荷通常以气动网格点上的压力（Cp——压力系数）分布的形式给出。由于气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点上。该文旨在有效解决此问题。
关键词：Cp 积分 误差修正 节点分载
中图分类号：V215.2 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）08（b）-0061-02
民用飞机尾翼所承受的载荷是进行飞机尾翼结构设计和强度校核的基础。对于尾翼，载荷通常以气动网格点上的压力（Cp——压力系数）分布的形式给出。由于气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点上。通常的做法是对翼面Cp分布进行积分，得到小块载荷点的分布载荷，在与站位总载修正一致后，再生成有限元节点载荷列阵。
1 节点载荷生成方法
1.1 载荷确定原则
载荷确定原则包括如下几项：
（1）保证尾翼各个子部件的气动载荷分布。
（2）保证尾翼各个子部件处理后的载荷对各个站位的累计弯矩、剪力、扭矩与总体专业提供的累计弯矩、剪力、扭矩一致。
（3）保证尾翼各个子部件处理后的总载荷和总压心与总体专业提供的一致。
1.2 尾翼载荷处理步骤
本文给出民用飞机尾翼载荷处理方法，包括以下三个步骤：
首先用“方块面积积分原理”对尾翼翼面的Cp分布进行载荷积分。
然后用“正弦修正方法”对积分结果进行载荷修正，得到翼面小块载荷。
最后用“多点排列法”[1]进行载荷分配，形成节点载荷列阵Force卡，用于有限元模型的计算。
该载荷处理方法完整地解决了民用飞机尾翼载荷从Cp分布到有限元节点的问题。
2 方法说明
2.1 Cp分布积分方法
以图示水平尾翼为例，载荷专业给出了沿着水平尾翼展向13个站位，每个站位沿弦向51个等距离点（0.02倍当地弦长的间距）上给出Cp压力分布；另外，载荷专业还给出了13个站位的站位总载荷。这13个站位都是顺气流方向并且平行于X轴，如图1所示。
首先根据Cp分布，得到每个网格点的压强（Pa）。下文如果没有特别指出，Cp分布指的就是每个网格点的压强（Pa）。由于平尾主要以y向力为主，且上下蒙皮弧度较小，则以平面二维积分进行Cp处理，摒弃多阶多项式拟合站位分布，用小方块面积与网格点的压强相乘的方法，得出Cp点处的压力（N）。
具体操作方法如下：
2.2 积分误差修正
由于数值积分存在误差，所以需要用气动室提供的总载总压心进行修正。程序在修正时分为三步：首先进行力修正，然后对弯矩修正，再进行扭矩修正。下面仍以平尾为例详细介绍载荷修正方法。
（2）弯矩的修正。
2.3 “多点排”分配原理
即可得到各有限元节点所分配的载荷。对整个气动网点群上的每一个气动点载荷按上述方法分配到有限元节点群上，就得到了载荷转换的计算结果。
根据以上理论，只要对于每个气动点选择准备分载的有限元节点，就可以利用以上公式来分配载荷，同时，应结合实际情况合理地选取目标有限元节点。
3 结语
通过该文所述的尾翼节点载荷处理方法，可解决气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点的问题。并且在保证总载一致的情况下，局部载荷分布也比较合理。
参考文献
[1] 《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第9册，载荷、强度和刚度[M].航空工业出版社，2001.endprint
摘 要：民用飞机尾翼所承受的载荷是进行飞机尾翼结构设计和强度校核的基础。对于尾翼，载荷通常以气动网格点上的压力（Cp——压力系数）分布的形式给出。由于气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点上。该文旨在有效解决此问题。
关键词：Cp 积分 误差修正 节点分载
中图分类号：V215.2 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2014）08（b）-0061-02
民用飞机尾翼所承受的载荷是进行飞机尾翼结构设计和强度校核的基础。对于尾翼，载荷通常以气动网格点上的压力（Cp——压力系数）分布的形式给出。由于气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点上。通常的做法是对翼面Cp分布进行积分，得到小块载荷点的分布载荷，在与站位总载修正一致后，再生成有限元节点载荷列阵。
1 节点载荷生成方法
1.1 载荷确定原则
载荷确定原则包括如下几项：
（1）保证尾翼各个子部件的气动载荷分布。
（2）保证尾翼各个子部件处理后的载荷对各个站位的累计弯矩、剪力、扭矩与总体专业提供的累计弯矩、剪力、扭矩一致。
（3）保证尾翼各个子部件处理后的总载荷和总压心与总体专业提供的一致。
1.2 尾翼载荷处理步骤
本文给出民用飞机尾翼载荷处理方法，包括以下三个步骤：
首先用“方块面积积分原理”对尾翼翼面的Cp分布进行载荷积分。
然后用“正弦修正方法”对积分结果进行载荷修正，得到翼面小块载荷。
最后用“多点排列法”[1]进行载荷分配，形成节点载荷列阵Force卡，用于有限元模型的计算。
该载荷处理方法完整地解决了民用飞机尾翼载荷从Cp分布到有限元节点的问题。
2 方法说明
2.1 Cp分布积分方法
以图示水平尾翼为例，载荷专业给出了沿着水平尾翼展向13个站位，每个站位沿弦向51个等距离点（0.02倍当地弦长的间距）上给出Cp压力分布；另外，载荷专业还给出了13个站位的站位总载荷。这13个站位都是顺气流方向并且平行于X轴，如图1所示。
首先根据Cp分布，得到每个网格点的压强（Pa）。下文如果没有特别指出，Cp分布指的就是每个网格点的压强（Pa）。由于平尾主要以y向力为主，且上下蒙皮弧度较小，则以平面二维积分进行Cp处理，摒弃多阶多项式拟合站位分布，用小方块面积与网格点的压强相乘的方法，得出Cp点处的压力（N）。
具体操作方法如下：
2.2 积分误差修正
由于数值积分存在误差，所以需要用气动室提供的总载总压心进行修正。程序在修正时分为三步：首先进行力修正，然后对弯矩修正，再进行扭矩修正。下面仍以平尾为例详细介绍载荷修正方法。
（2）弯矩的修正。
2.3 “多点排”分配原理
即可得到各有限元节点所分配的载荷。对整个气动网点群上的每一个气动点载荷按上述方法分配到有限元节点群上，就得到了载荷转换的计算结果。
根据以上理论，只要对于每个气动点选择准备分载的有限元节点，就可以利用以上公式来分配载荷，同时，应结合实际情况合理地选取目标有限元节点。
3 结语
通过该文所述的尾翼节点载荷处理方法，可解决气动网格节点与有限元网格节点不一致，翼面载荷难以直接施加到有限元节点的问题。并且在保证总载一致的情况下，局部载荷分布也比较合理。
参考文献
[1] 《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第9册，载荷、强度和刚度[M].航空工业出版社，2001.endprint
