用于设计飞行交通器的方法
专利汇可以提供用于设计飞行交通器的方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且用于设计飞行交通器的方法，包括：确定交通器的结构的优选空 气动 力 学形状；基于约束来 修改 该优选 空气动力 学 形状(103)；以及使用 空气动力学 计算 流体 动力学 来确定修改后的空气动力学形状的极限 载荷 条件(105)。用于设计飞行交通器的计算机实现的系统包括可操作来确定交通器的结构的优选空气动力学形状、基于约束来修改该优选空气动力学形状、以及使用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形状的极限载荷条件的至少一个计算机。用于设计飞行交通器的 软件 ，被实现在计算机可读介质中，并且在被执行时可操作来：确定交通器的结构的优选空气动力学形状；基于约束来修改该优选空气动力学形状；以及使用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形状的极限载荷条件。，下面是用于设计飞行交通器的方法专利的具体信息内容。
1、一种用于设计飞行交通器的方法，包括：
确定交通器的结构的优选空气动力学形状；
基于约束来修改该优选空气动力学形状；以及
使用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形状的极限 载荷条件。
2、如权利要求1所述的方法，其中所述飞行交通器是旋翼机。
3、如权利要求1所述的方法，其中所述使用空气动力学计算流体动力学 来确定极限载荷条件的步骤还包括：
准备结构的外侧模线的3-D几何模型；
从该3-D几何模型发展出3-D空气动力学计算流体动力学模型；
使用该3-D计算流体动力学模型来运行第一空气动力学计算流体动力学 分析，以预测该结构上的空气载荷；
基于通过第一空气动力学计算流体动力学分析而预测的结构上的空气载 荷，分析该结构；
基于由第一空气动力学计算流体动力学分析预测的空气载荷，确定该结 构中的每个组件的临界载荷情况；
对于每个临界载荷情况，使用该3-D计算流体动力学模型来运行第二空 气动力学计算流体动力学分析，以确定该结构上的临界空气载荷；
将所确定的结构上的临界空气载荷映射到有限元模型；以及
将所确定的临界空气载荷与有限元模型的空气载荷进行比较。
4、如权利要求3所述的方法，其中所述运行第一计算流体动力学分析的 步骤考虑飞行交通器的攻角和该交通器的侧滑中的至少一个。
5、如权利要求3所述的方法，其中所述3-D几何模型被用来生成所述 3-D空气动力学计算流体动力学模型的计算节点。
6、如权利要求3所述的方法，其中所述运行第一空气动力学计算流体动 力学分析的步骤考虑全尺度飞行条件。
7、如权利要求3所述的方法，其中所述分析结构的步骤考虑飞行交通器 的重量、飞行交通器的重心包线、以及交通器机动中的至少一个。
8、如权利要求7所述的方法，其中所述交通器机动包括：
对称上拉、翻滚脱离、偏航返回、急升起飞、以及对称下压中的至少一 个。
9、如权利要求7所述的方法，其中所述分析结构的步骤考虑较重重量和 较轻重量中的至少一个。
10、如权利要求7所述的方法，其中所述分析结构的步骤考虑前部重心 和后部重心中的至少一个。
11、如权利要求3所述的方法，其中通过位于组件的空气动力学中心的 三个力轴中的每个、以及三个力矩轴中的每个上的峰值载荷，来确定每个组 件的临界载荷情况。
12、如权利要求3所述的方法，其中根据空气速度、攻角和侧滑中的至 少一个来定义每个组件的临界载荷情况。
13、如权利要求3所述的方法，其中所述有限元模型是NASTRAN模型。
14、如权利要求13所述的方法，还包括如下步骤：
根据所述第二空气动力学计算流体动力学分析的结果，生成NASTRAN模 型的PLOAD4舱面。
15、一种用于设计飞行交通器的计算机实现的系统，该系统包括可操作 来执行以下步骤的至少一个计算机：
确定交通器的结构的优选空气动力学形状；
基于约束来修改该优选空气动力学形状；以及
使用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形状的极限 载荷条件。
16、如权利要求15所述的系统，其中所述至少一个计算机可操作来通过 以下步骤而使用空气动力学计算流体动力学来确定极限载荷条件：
准备结构的外侧模线的3-D几何模型；
从该3-D几何模型发展出3-D空气动力学计算流体动力学模型；
使用该3-D计算流体动力学模型来运行第一空气动力学计算流体动力学 分析，以预测该结构上的空气载荷；
基于通过第一空气动力学计算流体动力学分析而预测的结构上的空气载 荷，分析该结构；
基于从第一空气动力学计算流体动力学分析预测的空气载荷，确定该结 构中的每个组件的临界载荷情况；
对于每个临界载荷情况，使用该3-D计算流体动力学模型来运行第二空 气动力学计算流体动力学分析，以确定该结构上的临界空气载荷；
将所确定的结构上的临界空气载荷映射到有限元模型；以及
将所确定的临界空气载荷与有限元模型的空气载荷进行比较。
17、一种用于设计飞行交通器的软件，该被实现在计算机可读介质中， 并且在被执行时，可操作来：
确定交通器的结构的优选空气动力学形状；
基于约束来修改该优选空气动力学形状；以及
使用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形状的极限 载荷条件。
18、如权利要求17所述的软件，可操作来通过以下，而使用空气动力学 计算流体动力学来确定极限载荷条件：
准备结构的外侧模线的3-D几何模型；
从该3-D几何模型发展出3-D空气动力学计算流体动力学模型；
使用该3-D计算流体动力学模型来运行第一空气动力学计算流体动力学 分析，以预测该结构上的空气载荷；
基于通过第一空气动力学计算流体动力学分析而预测的结构上的空气载 荷，分析该结构；
基于从第一空气动力学计算流体动力学分析预测的空气载荷，确定该结 构中的每个组件的临界载荷情况；
对于每个临界载荷情况，使用该3-D计算流体动力学模型来运行第二空 气动力学计算流体动力学分析，以确定该结构上的临界空气载荷；
将所确定的结构上的临界空气载荷映射到有限元模型；以及
将所确定的临界空气载荷与有限元模型的空气载荷进行比较。
19、一种用于设计飞行交通器的系统，包括：
用于确定交通器的结构的优选空气动力学形状的部件；
用于基于约束来修改该优选空气动力学形状的部件；以及
用于使用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形状的 极限载荷条件的部件。
20、如权利要求19所述的系统，其中所述用于使用空气动力学计算流体 动力学来确定极限载荷条件的部件还包括：
用于准备结构的外侧模线的3-D几何模型的部件；
用于从该3-D几何模型发展出3-D空气动力学计算流体动力学模型的部 件；
用于使用该3-D计算流体动力学模型来运行第一空气动力学计算流体动 力学分析、以预测该结构上的空气载荷的部件；
用于基于通过第一空气动力学计算流体动力学分析而预测的结构上的空 气载荷、来分析该结构的部件；
用于基于从第一空气动力学计算流体动力学分析预测的空气载荷、来确 定该结构中的每个组件的临界载荷情况的部件；
用于对于每个临界载荷情况、使用该3-D计算流体动力学模型来运行第 二空气动力学计算流体动力学分析、以确定该结构上的临界空气载荷的部件；
用于将所确定的结构上的临界空气载荷映射到有限元模型的部件；以及
用于将所确定的临界空气载荷与有限元模型的空气载荷进行比较的部 件。
技术领域
本发明涉及设计飞行交通器(flight vehicle)。具体地，本发明涉及用 于使用空气动力学的计算流体动力学来设计飞行交通器的方法。
背景技术
传统地，机身空气载荷由于对应于典型的俯仰(pitching)和偏航(yawing) 条件的流动空气载荷分布而产生。然后，缩放这些流动载荷分布，以与对应 于设计飞行机动条件的综合机身空气载荷相匹配。向结构有限元模型施加机 身空气载荷分布的过程是一个冗长的过程，涉及对每个空气动力加载条件的 密集的人工操纵。
尽管在本领域中存在许多公知的用于设计飞行交通器的方法，但仍有相 当大的改进空间。
发明内容
因此，本发明的一个目的在于提供改进的用于设计飞行交通器的方法。
在一个方面中，本发明提供了一种用于设计飞行交通器的方法，包括： 确定交通器的结构的优选空气动力学形状；基于约束来修改该优选空气动力 学形状；以及使用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形 状的极限载荷条件。
在另一方面中，本发明提供了一种用于设计飞行交通器的计算机实现的 系统，该系统包括可操作来确定交通器的结构的优选空气动力学形状、基于 约束来修改该优选空气动力学形状、以及使用空气动力学计算流体动力学来 确定修改后的空气动力学形状的极限载荷条件的至少一个计算机。
在本发明的再一方面中，提供了一种用于设计飞行交通器的软件。该软 件被实现在计算机可读介质中，并且在被执行时可操作来：确定交通器的结 构的优选空气动力学形状；基于约束来修改该优选空气动力学形状；以及使 用空气动力学计算流体动力学来确定修改后的空气动力学形状的极限载荷条 件。
在另一方面中，本发明提供了一种用于设计飞行交通器的系统，包括： 用于确定交通器的结构的优选空气动力学形状的部件；用于基于约束来修改 该优选空气动力学形状的部件；以及用于使用空气动力学计算流体动力学来 确定修改后的空气动力学形状的极限载荷条件的部件。
本发明提供了显著的优点，包括：(1)更可靠地预测飞行交通器结构上的 空气载荷；(2)以更低的成本和更短的时间量来提供空气载荷预测；以及(3) 最小化操作员变数。
其他目的、特征和优点在下面撰写的说明书中将显而易见。
附图说明
在所附权利要求中阐述了相信具有新颖性的本发明的特征。然而，当结 合附图阅读时，参照以下的详细说明，将最好地理解本发明本身、以及使用 的优选模式和本发明的其他目的和优点，附图中附图标记中最左边的有效数 字表示相应附图标记所出现的第一张图，其中：
图1是代表根据本发明的设计飞行交通器的方法的例证性实施例的流程 图；以及
图2是代表图1的方法的步骤的例证性实施例的流程图。
尽管本发明能容许各种修改和替换形式，但在附图中以示例的方式示出 了本发明的特定实施例，并在此详细描述之。然而，应理解，这里的特定实 施例的说明并不意图将本发明限制于所公开的具体形式，而是相反，意图是 要覆盖落在如所附权利要求所限定的本发明的精神和范围之内的所有修改、 等价物和替代例。
具体实施方式
本发明表现了使用“空气动力学”计算流体动力学(CFD)和飞行器飞行动 力学来设计飞行交通器的方法。通常，CFD是使用计算机来分析流体动力学 中的问题，其中将连续流体当作离散形式(fashion)。在CFD中，将空间域离 散为小单元，以形成体网格或栅格，然后采用适当的算法来求解运动方程。 这样的算法的例子是用于无粘流的欧拉方程和用于粘性流的Navier-Stokes 方程。此外，这样的网格在形状上可以是不规则的，例如包括2D的三角形、 或3D的棱锥实体，在形状上也可以是规则的。根据本发明，空气动力学CFD 对飞行交通器周围的流或空气采用CFD分析技术。属于本发明的飞行器飞行 动力学是空气交通器的研究方向，并且是指如何控制临界飞行参数，典型地， 所谓俯仰、翻滚(roll)和偏航。本发明使用空气动力学CFD来基于交通器的 空气动力学配置而确定飞行交通器(或者其一部分)上的空气动力学载荷。 通过实践本发明，与传统技术相比，可快速确定结构的空气动力学载荷，因 此降低了整体设计时间和成本。
图1示出了提供根据本发明的设计飞行交通器的方法的例证性实施例的 流程图。尽管以下的说明具体地属于旋翼机的设计，但本发明的范围不受如 此限制。相反，可在任何飞行器的设计中使用本方法。根据本发明，确定结 构的优选空气动力学形状(块101)。优选地，块101的结构是整个机身；然 而，本发明的范围不受如此限制。相反，块101的结构可以是机身的仅仅一 部分。通常，基于许多因素来确定结构的优选形状，包括几何因素和性能因 素。根据具体实现方式，这样的几何因素包括结构厚度、结构的整体尺寸、 前缘半径、尾缘半径、制造的考虑因素等。可考虑的性能因素包括交通器速 度、抬升能力、推进能力等。在有块101代表的步骤中，基于诸如以上所列 出的因素的因素来确定优选空气动力学形状。
所示的方法还包括基于特定约束，修改在块101中确定的优选空气动力 学形状(块103)。具体地，尽管在块101中确定的形状基于空气动力学考虑 是优选的，但其他约束也可能妨碍实现该优选空气动力学形状。例如，要在 该空气动力学形状中容纳的装置、设备、结构组件等可能过大，而不适合该 优选空气动力学形状。另外，某些运算元可能必须从交通器上伸出来。应注 意，对于具体的飞行交通器，可能存在许多其他这样的约束。因此，基于这 些约束而修改在块101中确定的优选空气动力学形状，以产生修改后的空气 动力学形状。
还是参照图1，该方法还包括使用CFD来分析在块103中修改的修改后 的空气动力学形状，以确定结构的极限载荷条件。具体地，在块105中，使 用空气动力学CFD来确定贯穿交通器的一部分或整个预期飞行包线始终的、 从结构周围的空气流得到的结构上的载荷。
图2示出了提供图1的步骤105的一种具体实施例的流程图。在所示的 实施例中，准备了描述结构的外侧模线(OML，outside mold line)的3-D几 何模型(块201)。通常，使用诸如CATIATM等的3-D计算机辅助设计软件应用 程序来准备该3-D几何模型。该方法还包括使用该3-D几何模型和栅格生成 技术来开发3-D空气动力学CFD模型的步骤(块203)。具体地，将3-D几何 模型传递到栅格生成技术，其产生用于空气动力学CFD分析的计算节点。
本方法还包括使用全尺度飞行条件下的各种飞行参数(即，完全交通器 速度和完全交通器尺寸)来运行空气动力学CFD分析的步骤(块205)。在所 示的实施例中，对各种攻角和各种侧滑度来执行空气动力学CFD分析。然而， 本发明的范围不受如此限制，因为在空气动力学CFD分析中使用的具体飞行 参数是特定于实施方式的，依赖于所分析的飞行器的类型。例如，在块205 的步骤中使用飞行参数适合于分析旋翼机。然而，根据用于其他类型的飞行 器的本方法的空气动力学CFD分析可能采用不同的飞行参数。根据本发明， 选择攻角范围和侧滑范围，以包括飞行包线中动力压强导致高空气载荷的那 部分。空气动力学CFD分析提供了结构上的空气载荷(块207)，包括力、力 矩和压强分布。
还是参照图2，基于结构上的空气载荷来分析该结构(块209)。对于飞 行器极限机动的集合来分析整个结构(例如，整个飞行交通器)或结构的组 件上的载荷。例如，在所示的实施例中，在作为旋翼机的机动的对称上拉机 动、翻滚脱离机动、偏航恢复(return)、急升起飞(jump take-off)以及对称 下压(push-over)下分析结构。然而，本发明不限于使用这些具体机动来分析 结构。在本发明中使用的具体机动是特定于实现方式的，至少部分依赖于被 分析的飞行器的类型。
以下描述在本发明中使用的机动的一个具体集合。然而，如上所述，本 发明的范围不限于这些具体机动，并且，在某些实施例中，可忽略这些机动 中的某一些。在一个具体实施例中，在对极限载荷因子或最大旋翼推力的大 约1.1VNE(不允许超过的速度)上的对称上拉机动中分析结构。考虑功率开和 功率关机动这两者。
此外，在翻滚脱离机动(其通常是具有侧旋翼摆动(flapping)和最大尾 旋翼推力的对称上拉机动)中分析结构。在具有预定义的侧滑包线的、从大 约最大平飞速度(Vh)到大约0.6Vh的大约5节(knot)增速的偏航恢复机动中 分析结构。如果飞行器不能达到侧滑包线，则可使用具有动态上摆(over swing)的最大概率侧滑。在具有任何方向上的极限摆动的最大起飞功率的急 升起飞机动中分析结构。还在对最小极限载荷因子的1.1VNE上的对称下压中 分析结构。考虑功率开和功率关机动这两者。
还是参照图2的块209，对于毛重和重心(CG)包线，使用上述机动中的 一些或全部来分析结构。毛重/CG包线分析包括：较重/前部CG、较重/后部 CG、较轻/前部CG、较轻/后部CG、以及定义包线的拐角(corner)的任何点。
基于上述的块209的结构分析，为结构中的每个组件确定临界载荷情况 (块211)。通过位于每个组件的空气动力学中心的三个力轴以及力矩轴中的 每一个上的峰值载荷，来确定极限情况。在旋翼机设计中，尾撑(tailboom) 接合处是一种专攻的情况，其中尾撑接合处的所有尾部载荷都被包括在计算 中，包括由于尾翼的重量引起的惯性载荷。将尾撑横截面划分为象限，并且 确定每个象限中的峰值载荷。
使用在块211中确定的临界情况条件来执行第二空气动力学CFD分析(块 213)。对于CFD分析，在空气速度、攻角和侧滑方面定义临界情况条件。在 初始空气动力学CFD分析(块205)中，对于宽范围的条件来确定结构上的 空气载荷。在该第二空气动力学CFD分析(块211)中，对于特定的临界情 况条件来确定结构上的载荷。块211的空气动力学CFD分析提供了结构上的 临界空气载荷(块215)。
还是参照图2，将由块213的空气动力学CFD分析提供的临界空气载荷 (块215)映射到结构或结构的组件的有限元模型(FEM)定义上，如NASTRAN 模型。在本发明的一个实施例中，根据结构上的临界空气载荷，自动生成 NASTRAN模型的PLOAD4舱面(deck)。为确保该过程产生准确结果，将FEM上 的空气载荷与从空气动力学CFD模型计算出的空气载荷进行比较。
本发明的范围包括用于设计飞行交通器的计算机实现的系统，该系统包 括能够操作来执行以上公开的本发明的方法的至少一个实施例的至少一个计 算机。此外，本发明的范围包括用于设计飞行交通器的软件，该软件被实现 在计算机可读介质中，并且，当被执行时，可操作来执行以上公开的本发明 的方法的至少一个实施例。通过示例和例证，计算机仅仅是用于执行如上所 述的本发明的至少一个实施例的一种手段。
以上公开的具体实施例仅仅是例证性的，而从这里的教导获益的本领域 技术人员清楚的是，可以以不同但等价的方式来修改和实践本发明。另外， 除了如在以下的权利要求中描述的以外，不意图限制到在此示出的构造或设 计的细节。因此，明显的是，可变更和修改以上公开的具体实施例，而所有 这样的变化都被考虑为在本发明的范围和精神之内。因此，在下面的权利要 求中阐述在此寻求的保护。
清楚的是，已描述和例示了具有显著优点的发明。尽管以有限数目的形 式来示出了本发明，但不将其限制到仅仅这些形式，而在不脱离本发明的精 神的前提下，可进行各种改变和修改。
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