專利名稱：一種大展弦比機翼顫振模型配重確定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空結(jié)構(gòu)力學領(lǐng)域，特別是涉及到一種大展弦比機翼顫振模型配重確定方法。
背景技術(shù)：
顫振模型可以用來獲取飛機及其部件的顫振特性，對于顫振模型的設(shè)計，通過調(diào)整配重大小和位置，保證模型質(zhì)量大小、質(zhì)心位置及繞軸慣量和目標值相等，配重對于顫振 模型的特性模擬具有舉足輕重的作用；具體針對大展弦比機翼顫振模型，需要保證機翼分框段質(zhì)量、質(zhì)心及繞剛軸慣量和目標值相等；現(xiàn)有方法一般根據(jù)框段內(nèi)機翼模型的總質(zhì)量、質(zhì)心及繞剛軸慣量和框段內(nèi)梁、木框、蒙皮、加強肋等部件的質(zhì)量、質(zhì)心及繞剛軸慣量獲得配重目標的質(zhì)量、質(zhì)心及繞剛軸慣量；并進一步通過人工試湊與迭代優(yōu)化的方法獲得具體的配重位置和大小?，F(xiàn)有的方法沒有引入模型的幾何邊界特性，存在配重位置超出模型邊界的可能；而且其難做到逆向設(shè)計，試湊與迭代優(yōu)化的方法給模型設(shè)計帶來了很多的不確定性，且效率低下。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種大展弦比機翼顫振模型配重確定方法，能夠獲得大展弦比機翼顫振模型設(shè)計的模型配重大小及位置確定方法，考慮模型幾何邊界特性，提高設(shè)計效率。本發(fā)明的技術(shù)方案是步驟一、建立坐標系以機翼根部為原點O，以機翼的剛心軸為X軸，在機翼平面內(nèi)建立y軸；步驟二、確定配重目標點P質(zhì)量的大小mP、慣量的大小Ipx及坐標(Xp, yP)其中，mP = Hiq-Hi1-mkd.................................[I]Ipx = Iqx-Iix-Ikdx.................................[2]Xp = (ny^-miXfmkdXkdVmp .................................[3]yP =/mP .................................[4]其中，是框段內(nèi)機翼模型的總質(zhì)量，Hi1是框段內(nèi)梁的質(zhì)量，mkd是框段內(nèi)木框、蒙皮、加強肋等部件的總質(zhì)量，Iqx是框段內(nèi)機翼模型繞剛心軸X軸的總慣量，Ilx是框段內(nèi)梁繞剛心軸X軸的慣量，Ikdx是框段內(nèi)木框、蒙皮、加強肋等部件繞剛心軸X軸的總慣量，
(xq, yq)是框段內(nèi)機翼模型質(zhì)心，(X1, yl)是框段內(nèi)梁質(zhì)心，(xkd, ykd)是框段內(nèi)木框、蒙皮、加強肋等部件的總質(zhì)心，步驟三、以配重目標點P為原點，以ξ軸為橫坐標，以η為縱坐標，且ξ軸平行于X軸，n軸平行于I軸，建立局部坐標系；步驟四、確定局部坐標下的特征點的位置
權(quán)利要求
1.一種大展弦比機翼顫振模型配重確定方法，其特征在于，包括以下步驟 步驟一、建立坐標系以機翼根部為原點O，以機翼的剛心軸為X軸，在機翼平面內(nèi)建立I軸； 步驟二、確定配重目標點P質(zhì)量的大小mP、慣量的大小Ipx及坐標(Xp, yP) 其中， mP = IHq-IH1-Iiikd.................................[I] I Px — Iqx-Ilx-Ikdx.................................[2] Xp = (IHqXq-IH1X1-IiikdXkd) /mP .................................[3] yP = (mqyq-miyi-%dykd) /% .................................[4] 其中， mq是框段內(nèi)機翼模型的總質(zhì)量， Hi1是框段內(nèi)梁的質(zhì)量， mkd是框段內(nèi)木框、蒙皮、加強肋等部件的總質(zhì)量， Iqx是框段內(nèi)機翼模型繞剛心軸X軸的總慣量， Ilx是框段內(nèi)梁繞剛心軸X軸的慣量， Ikdx是框段內(nèi)木框、蒙皮、加強肋等部件繞剛心軸X軸的總慣量， (xq, yq)是框段內(nèi)機翼模型質(zhì)心， (x1； Y1)是框段內(nèi)梁質(zhì)心， (xkd, ykd)是框段內(nèi)木框、蒙皮、加強肋等部件的總質(zhì)心， 步驟三、以配重目標點P為原點，以I軸為橫坐標，以n為縱坐標，且I軸平行于X軸，n軸平行于y軸，建立局部坐標系； 步驟四、確定局部坐標下的特征點的位置 J hi = Xi — Xp[ 5 ] I", H 其中i分別表示四個特征點G、H、I、J ; 步驟五、確定過渡點A，B的坐標 Il-n (Ip ~ V1 = +J——\--yp].......n..................................!....................................[6]I n (Ipx 7 式[6]要求 ，其中，《=.(| M I) Ipx > mpy-p ,I/ 步驟六、根據(jù)杠桿原理確定過渡點A和B質(zhì)量大小 I Vp-V51 , I 兄 i->’s|.......................................[7]=-\mp 步驟七、確定配重點C、D、E和F坐標；
全文摘要
本發(fā)明屬于航空結(jié)構(gòu)力學領(lǐng)域，涉及一種大展弦比機翼顫振模型配重確定方法。主要如下根據(jù)配重計算的輸入數(shù)據(jù)，計算配重目標點特性；進一步結(jié)合配重目標點質(zhì)量大小mP、繞剛軸的慣量大小IPx，以及坐標yP計算yA和yB；更進一步根據(jù)特征點G、H、I和J和質(zhì)心目標的平面坐標，計算參數(shù)n；最后確定配重點C、D、E和F坐標和配重點質(zhì)量大小。本發(fā)明思路簡潔明晰，減少了模型設(shè)計的不確定性，縮短了確定配重的時間，提高了顫振模型的設(shè)計效率。相比于現(xiàn)有一般方法，本發(fā)明的計算效率可大幅提高，以往需要數(shù)小時甚至數(shù)天完成的工作，目前只需要數(shù)秒鐘即可，大大縮短了顫振模型的設(shè)計周期，并為顫振模型試驗工作和飛機研制帶來便利。
文檔編號G06F17/50GK102968526SQ20121045201
公開日2013年3月13日 申請日期2012年11月12日 優(yōu)先權(quán)日2012年11月12日
發(fā)明者羅務(wù)揆 申請人:中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所