一種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛機剛度結(jié)構(gòu)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計不僅要滿足強度要求，且要考慮剛度要求；而為了保證飛機具有設(shè) 計時所預(yù)期的氣動性能，要求翼面結(jié)構(gòu)需具有足夠的總體剛度，例如距翼根一定距離處的 剖面扭轉(zhuǎn)變形，不允許超過某限制角度，翼面撓度不應(yīng)超過允許值。同時，對于局部剛度也 有同樣要求，特別是高速飛機，機翼表面的凹凸變形將會嚴重影響飛機氣動特性。提出剛度 要求并不意味著在任何情況下都是剛度越大越好，特別是局部剛度，有時恰恰相反，需要減 小結(jié)構(gòu)剛度。
[0003] 故在進行飛機翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計時，應(yīng)將剛度指標作為約束條件之一，按多約束設(shè)計 方法設(shè)計結(jié)構(gòu)。然而目前，飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算沒有較為成熟并實用的方法，基本均采用 工程算法，根據(jù)結(jié)構(gòu)形式和尺寸，計算結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度、剛心位置和彎曲剛度，但由于現(xiàn)代 飛機的翼面結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，閉室較多且不規(guī)則，采用工程算法計算，不僅工作量較大，且結(jié) 構(gòu)簡化過程易產(chǎn)生較大的誤差。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明所解決的技術(shù)問題在于提供一種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法，以解決上述
【背景技術(shù)】中的缺點。
[0005] 本發(fā)明所解決的技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案來實現(xiàn)： 一種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法，首先建立翼面結(jié)構(gòu)有限元分析模型，模型應(yīng)經(jīng)靜力 試驗修正且能真實模擬結(jié)構(gòu)的剛度，并在有限元分析模型中約束根部切面，而后進行有限 元分析，利用各個切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度，再通過扭轉(zhuǎn)剛度計算公式確定 切面剛心位置；在計算結(jié)構(gòu)彎曲剛度時，采用小變形假設(shè)，擬合有限元分析得到各切面剛心 處位移，從而得到結(jié)構(gòu)彎曲剛度計算公式，以此快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度、剛心位置 及彎曲剛度；具體步驟如下： 1)扭轉(zhuǎn)剛度計算 在翼梢切面上施加一對大小相等、方向相反的集中力遽，以得到各切面的扭矩，再通過 有限元分析得到結(jié)構(gòu)變形狀態(tài)，而后利用各個切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度； ①分段計算各切面的扭轉(zhuǎn)剛度，扭轉(zhuǎn)變形的公式為：

其中：M--切面扭矩，裏--兩切面之間的距離，dp--切面扭轉(zhuǎn)剛度，濟--切 面扭轉(zhuǎn)角； ②有限元分析模型中第n個切面的扭轉(zhuǎn)角：
則兩切面間的扭轉(zhuǎn)剛度為：
其中：$ --切面I點位移，爾:一-切面J點位移，_--I點與J點間的距離； 2) 剛心位置計算 切面剛心位置在結(jié)構(gòu)剖面的撓度:處，由扭轉(zhuǎn)剛度計算求得剖面上各點的位移，得 到I、J兩點的位移％和啞，已知I、J兩點之間的距離i/，又因剛心位置必在I、J兩點之 間，由此可求出剛心位置O; 3) 彎曲剛度計算 在有限元分析模型的翼梢切面剛心處加一集中力$，根據(jù)小變形假設(shè)，撓度曲線有下 面關(guān)系式
從有限元分析結(jié)果中取出結(jié)構(gòu)剛心線上各點的位移，擬合出三次(或三次以上）撓曲線 方程：V(X) = + +C-T+J; 并對v(x) = +md兩次求導(dǎo)，得：V11(X) = 6似-+2辦； 則結(jié)構(gòu)切面彎曲剛度：
按照上述步驟即可快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度、剛心位置及彎曲剛度。
[0006] 有益效果：本發(fā)明通過建立翼面結(jié)構(gòu)有限元分析模型并結(jié)合工程算法，利用各個 切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度，再通過扭轉(zhuǎn)剛度計算公式確定切面剛心位置；在 計算結(jié)構(gòu)彎曲剛度時采用小變形假設(shè)，擬合有限元分析得到各切面剛心處位移，從而得到 結(jié)構(gòu)彎曲剛度計算公式，以此快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度、剛心位置及彎曲剛度，并經(jīng) 過多型飛機實驗驗證，該算法原理正確、實施簡便，能滿足飛機設(shè)計要求。
【附圖說明】
[0007] 圖1為本發(fā)明的較佳實施例中翼面結(jié)構(gòu)有限元分析模型示意圖。
[0008] 圖2為本發(fā)明的較佳實施例中的扭轉(zhuǎn)剛度計算切面示意圖。
[0009] 圖3為本發(fā)明的較佳實施例中的剛心位置示意圖。
【具體實施方式】
[0010] 為了使本發(fā)明實現(xiàn)的技術(shù)手段、創(chuàng)作特征、達成目的與功效易于明白了解，下面結(jié) 合具體圖示，進一步闡述本發(fā)明。
[0011] -種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法，首先建立翼面結(jié)構(gòu)有限元分析模型，模型應(yīng)經(jīng) 靜力試驗修正且能真實模擬結(jié)構(gòu)的剛度，有限元分析模型參見圖1所示，設(shè)置有7個肋切 面，在有限元分析模型中約束根部切面，其中前墻根部約束Y向位移U2=0,主梁根部約束X 向、Y向、Z向位移U1=U2=U3=0,后梁約束Y向、Z向位移U2=U3=0,進行有限元分析，利用各 個切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度，再通過扭轉(zhuǎn)剛度計算公式確定切面剛心位置； 并在計算結(jié)構(gòu)彎曲剛度時，采用小變形假設(shè)，擬合有限元分析得到各切面剛心處位移，從而 得到結(jié)構(gòu)彎曲剛度計算公式，以此快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度、剛心位置及彎曲剛度； 具體步驟如下： 1) 扭轉(zhuǎn)剛度計算 在翼梢切面上施加一對大小相等、方向相反的集中力F=1000 ON,以得到各切面的扭 矩，再通過有限元分析得到結(jié)構(gòu)變形狀態(tài)，而后利用各個切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭 轉(zhuǎn)剛度，扭轉(zhuǎn)剛度計算切面圖，參見圖2所示； ① 分段計算各切面的扭轉(zhuǎn)剛度，扭轉(zhuǎn)變形的公式為

其中：2；f切面扭矩，某:兩切面之間的距尚，.GviV 切面扭轉(zhuǎn)剛度，'興 切
面扭轉(zhuǎn)角； ② 有限元分析模型中第n個切面的扭轉(zhuǎn)角： 則兩切面間的扭轉(zhuǎn)剛度為：
其中屌一一切面I點位移，恥一一切面J點位移，渴一一切面I點與J點間距離； 2) 剛心位置計算 切面剛心位置在結(jié)構(gòu)剖面的撓度SWd:處，由扭轉(zhuǎn)剛度計算求得剖面上各點的位移，得 到I、J兩點的位移%和啞，已知I、J兩點之間的距離H，又因剛心位置必在I、J兩點之 間，由此可求出剛心位置0,參見圖3所示； 3) 彎曲剛度計算 在有限元分析模型的翼梢切面剛心處加一集中力尸，根據(jù)小變形假設(shè)，撓度曲線有下 面關(guān)系式
從有限元分析結(jié)果中取出結(jié)構(gòu)剛心線上各點的位移，擬合出三次(或三次以上）撓曲線方程：V(X)二 十； 并對v(X) = +cx+d兩次求導(dǎo)，得：; 則結(jié)構(gòu)切面彎曲剛度
按照上述步驟即可快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度、剛心位置及彎曲剛度，并經(jīng)過多 型飛機實驗驗證，該算法原理正確、實施簡便，能滿足飛機設(shè)計要求。
[0012] 以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理和主要特征和本發(fā)明的優(yōu)點。本行業(yè)的技術(shù) 人員應(yīng)該了解，本發(fā)明不受上述實施例的限制，上述實施例和說明書中描述的只是說明本 發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會有各種變化和改進，這些變 化和改進都落入要求保護的本發(fā)明范圍內(nèi)。本發(fā)明要求保護范圍由所附的權(quán)利要求書及其 等效物界定。
【主權(quán)項】
1. 一種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法，其特征在于，首先建立翼面結(jié)構(gòu)有限元分析模型， 模型應(yīng)經(jīng)靜力試驗修正且能真實模擬結(jié)構(gòu)的剛度，并在有限元分析模型中約束根部切面， 而后進行有限元分析，利用各個切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度，再通過扭轉(zhuǎn)剛度 計算公式確定切面剛心位置；在計算結(jié)構(gòu)彎曲剛度時，采用小變形假設(shè)，擬合有限元分析得 到各切面剛心處位移，從而得到結(jié)構(gòu)彎曲剛度計算公式，以此快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu) 剛度、剛心位置及彎曲剛度。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法，其特征在于， 具體步驟如下： 1) 扭轉(zhuǎn)剛度計算 在翼梢切面上施加一對大小相等、方向相反的集中力更:，以得到各切面的扭矩，再通過 有限元分析得到結(jié)構(gòu)變形狀態(tài)，而后利用各個切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度； ① 分段計算各切面的扭轉(zhuǎn)剛度，扭轉(zhuǎn)變形的公式為可得出：其中：ilf切面扭矩，遣 兩切面之間的距尚，切面扭轉(zhuǎn)剛度，_切面扭轉(zhuǎn)角； ② 有限元分析模型中第n個切面的扭轉(zhuǎn)角 則兩切面間的扭轉(zhuǎn)剛度為其中：％ --切面I點位移，海--切面J點位移，_ --切面I點與J點的距離； 2) 剛心位置計算 切面剛心位置在結(jié)構(gòu)剖面的撓度a處，由扭轉(zhuǎn)剛度計算求得剖面上各點的位移，得 到I、J兩點的位移％和啞，已知I、J兩點之間的距離//，又因剛心位置必在I、J兩點之 間，由此可求出剛心位置0 ; 3) 彎曲剛度計算 在有限元分析模型的翼梢切面剛心處加一集中力更，根據(jù)小變形假設(shè)，撓度曲線有下 面關(guān)系￥從有限元分析結(jié)果中取出結(jié)構(gòu)剛心線上各點的位移，擬合出三次(或三次以上）撓曲線 方程：并對v(x)=似3 十cz+ti兩次求導(dǎo)，得：v"(x) = 6似+2備:； 則結(jié)構(gòu)切面彎曲剛度
【專利摘要】一種飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度計算方法，首先建立翼面結(jié)構(gòu)有限元分析模型，模型應(yīng)經(jīng)靜力試驗修正且能真實模擬結(jié)構(gòu)的剛度，并在有限元分析模型中約束根部切面，而后進行有限元分析，利用各個切面的扭轉(zhuǎn)變形，反推出結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度，再通過扭轉(zhuǎn)剛度計算公式確定切面剛心位置；在計算結(jié)構(gòu)彎曲剛度時，采用小變形假設(shè)，擬合有限元分析得到各切面剛心處位移，從而得到結(jié)構(gòu)彎曲剛度計算公式，以此快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度、剛心位置及彎曲剛度。以此快速準確計算飛機翼面結(jié)構(gòu)剛度、剛心位置及彎曲剛度，并經(jīng)過多型飛機實驗驗證，該算法原理正確、實施簡便，能滿足飛機設(shè)計要求。
【IPC分類】B64F5/00
【公開號】CN105109705
【申請?zhí)枴緾N201510464833
【發(fā)明人】王震, 王紅飛, 杜興剛, 朱翔, 姜亞娟, 王學(xué)強, 徐丹, 李朝光, 呂萬韜, 韓長京, 黃亞超, 余凌晶, 胡博海
【申請人】江西洪都航空工業(yè)集團有限責(zé)任公司
【公開日】2015年12月2日
【申請日】2015年8月3日