(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111317458.6 (22)申请日 2021.11.08 (71)申请人 中国商用飞机有限责任公司北京民 用飞机技 术研究中心 地址 102211 北京市昌平区小汤山未来科 技城中国商飞北研中心 申请人 中国商用飞机有限责任公司 (72)发明人 杨薇　王凯　曹学强　 (74)专利代理 机构 泰和泰律师事务所 51219 代理人 范相玉 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 113/08(2020.01)G06F 119/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 机翼热应力分布确定方法 (57)摘要 本专利公开了一种机翼热应力分布确定方 法， 属于计算机辅助设计领域， 用于提供一种准 确的机翼热载荷分布计算方法并以此计算机翼 热应力分布， 解决了热应力分布计算不准确且效 率低的问题。 本发明的主要技术方案为： 步骤S1， 初步构建计算流体力学模型和计算结构力学模 型； 步骤S2， 耦合迭代确定所述流体动力学计算 模型和所述结构动力学计算模型， 并确定机翼热 载荷分布； 步骤S3， 根据所述机翼热载荷分布， 确 定热应力分布。 权利要求书1页 说明书10页 附图3页 CN 114036642 A 2022.02.11 CN 114036642 A 1.一种机翼热应力分布确定方法， 所述方法包括： 步骤S1， 初步构建计算 流体力学模型和计算结构力学模型； 步骤S2， 耦合迭代确定所述流体动力学计算模型和所述结构动力学计算模型， 并确定 机翼热载荷分布； 步骤S3， 根据所述机翼热 载荷分布， 确定热应力分布。 2.根据权利要求1所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 所述计算流体力学模 型中的流场模型包括整机流场模型、 局部流场模型。 3.根据权利要求1所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 所述计算结构力学模 型包括整机热分析模型、 局部热分析模型。 4.根据权利要求3所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 所述局部热分析模型 包括对局部复合材 料结构厚度方向温度分布的计算。 5.根据权利要求1所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 所述步骤S2耦合迭代 步骤包括： 将所述计算流体力学模型得到的换热系数输入到所述计算结构力学模型中， 将所述计 算结构力学模型得到的温度场结果返回到所述计算流体力学模型中， 将所述计算流体力学 模型得到的对流换 热系数返回到所述计算结构力学模型， 迭代计算 直至收敛。 6.根据权利要求1所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 所述步骤S3中， 求解 热载荷的有限元模型与求 解热应力的有限元模型为耦合模型。 7.根据权利要求6所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 所述求解热应力的有 限元模型与所述 求解热载荷的有限元模型的表面节点部分重合。 8.根据权利要求1所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 所述计算流体力学模 型模拟地 面停放、 起飞、 巡航、 降落 运行工况 下的流场模型。 9.根据权利要求8所述的机翼热应力分布确定方法， 其特征在于， 在所述运行工况包括 极端高温工况、 极端低温工况。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114036642 A 2机翼热应力分布确定方 法 技术领域 [0001]本发明涉及计算机 辅助设计领域， 尤其涉及机翼热应力分布确定方法。 背景技术 [0002]民用飞机的每次商业飞行经历 地面滑行、 起飞滑跑、 离场、 爬升、 巡航、 下降、 进场、 着陆、 滑进等一系 列阶段， 每个阶段飞机的飞行速度、 外界环境 温度、 太阳辐射、 地面辐射等 环境各不相同， 使得飞行过程中结构温度发生变化。 飞机在室温环境条件下完成装配但在 不同的高、 低温环 境下运营， 由于结构内温度梯度以及材料之 间热机械性能显著差异， 将在 飞机结构内产生的附加应力， 称之为热应力。 另一方面， 温度对飞机结构材料性能和设计值 有显著影响， 因此 结构强度分析时必须考虑环境温度。 [0003]随着复合材料在飞机上的用量日益增长， 机体结构中出现大量复合材料 ‑金属混 合结构形式。 飞机在服役过程中经历的不同温度 环境， 以及机上环控系统、 液压系统等产生 的热量都会引起飞机结构的温度变化。 由于复合材料和金属的热膨胀系 数不同， 温度变化 导致复合材料 ‑金属混合结构 内部产生热应力， 混杂结构在热循环载荷作用下产生的附加 热应力比传统全金属结构飞机严重得多。 热应力不仅会影响结构的静强度， 而且会影响结 构的疲劳寿命。 结构热应力 分析的准确性依赖于结构温度场分布及其变化的准确数据， 因 此提供准确的热 载荷十分重要。 [0004]现有计算机翼热应力方法存在以下问题： [0005]一、 现有技术时根据运行环境估算大致的温度场用于热应力校核， 并没有进行详 细准确的热 载荷分析； [0006]二、 现有技术未能进行流/固/热耦合迭代求解， 只将流体力学计算结果作为有限 元热分析的一次性输入。 [0007]三、 现有技术在求解某一部件段的热载荷时， 不考虑结构厚度方向的温度分布差 异， 而是采用Shel l单元建立复合材 料板的有限元模型， 假设整个板的厚度方向温度相同。 [0008]四、 一般热载荷计算模型和热应力分析模型是独立的两个有限元模型， 计算效率 低。 发明内容 [0009]本发明提供一种机翼热应力分布确定方法， 用于解决热应力分布计算不准确且效 率低的问题。 [0010]对于上述 提到的现有技 术中的问题， 本发明通过以下技 术手段解决： [0011]一、 在计算热应力前， 对机翼在不 同运行工况下的热载荷分布情况进行详细准确 的计算； [0012]二、 本发明将计算流体力学模型的结果作为结构动力学有限元模型的输入后， 也 将结构动力学有限元模型得到的温度场结果返回到计算流体力学模型的流场中， 迭代计算 热载荷直至收敛， 双向耦合计算后最终得到较准确的热 载荷分布；说　明　书 1/10 页 3 CN 114036642 A 3