一種大展弦比機翼結構剛度指標的確定方法
【專利摘要】本發明公開了一種確定大展弦比機翼結構整體剛度分布的方法，屬于航空航天【技術領域】。主要包括以下幾個步驟：步驟一，分析確定機翼結構剛度設計要求；步驟二，建立機翼結構的剛度分析模型；步驟三，分析滿足設計要求的機翼結構剛度分布；步驟四，利用剛度仿真分析平臺，計算機翼結構剛度分布指標曲線。傳統的機翼結構設計方法是從強度設計要求出發，先按照設計經驗進行結構初步設計，再進行剛度校核，根據校核結果反復修改結構設計以滿足剛度設計要求。本發明針對傳統機翼結構設計過程的被動性和不足，在結構設計開展之前就給出剛度分布指標曲線以指導機翼結構設計，從而減少迭代修改過程，提高了機翼結構設計的科學性和設計效率。
【專利說明】一種大展弦比機翼結構剛度指標的確定方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于航空航天【技術領域】，涉及一種大展弦比機翼結構剛度指標的確定方法。
【背景技術】
[0002]結構剛度是指構件在載荷作用下抵抗變形的能力，即構件產生單位變形所需的外載值，包括拉壓剛度、彎曲剛度和扭轉剛度。現代飛行器隨著飛行速度的提高，有關結構剛度的問題變得越來越突出，如果結構剛度分布不合理，將可能導致嚴重的振動問題、影響相關機構的操縱精度和使結構受力分配不均等。對于大展弦比飛機而言，結構剛度問題引起的機械環境問題、結構變形問題、結構大開口以及結構動力特性、氣動載荷分布、氣動彈性特性等問題就更為突出。
[0003]機翼結構的整體剛度設計是一個較為復雜的問題。在傳統的結構設計中，由于剛度設計指標通常較為籠統和模糊，在設計初期，有關結構剛度設計問題只是定性地進行分析，憑借設計經驗給出一些參考意見，機翼結構主要按照強度要求進行設計。在完成結構初步設計之后，再通過試驗方法或數值校核方法進行相應的結構剛度分析，如果結構剛度方面存在問題，則需要修改圖紙，使結構設計反復迭代最終得到滿足設計要求的結構。這種傳統設計沒有預先充分考慮結構剛度的影響，一定程度上導致了設計的反復。
[0004]針對目前以結構強度要求為標準，在完成結構設計之后通過校核、調參來驗證、修改機翼結構剛度的設計方法，國內外對機翼結構剛度設計的研究主要放在了對已有的機翼結構進行整體剛度計算分析及調整、對機翼結構的固有動力特性進行工程分析、采用考慮氣動彈性的多學科耦合方法對結構整體剛度進行初步設計以及對復合材料結構的機翼進行氣動彈性剪裁等方面上。針對如何在結構設計初期就給出具體的剛度設計指標，指導后續結構設計的研究基本沒有開展，使得機翼結構設計較為被動和盲目。為了提高結構設計的科學性和設計效率，研究如何在機翼結構設計初期就提出結構整體剛度分布指標，并利用該指標指導機翼結構設計具有重要意義。
【發明內容】
[0005]為了降低機翼結構設計的被動性，提高結構設計的科學性和設計效率，本發明提出了一種大展弦比機翼結構剛度指標的確定方法。這種方法的流程是:在機翼結構設計的初期，根據總體設計提出的結構剛度設計要求建立剛度分析模型，推導相應的分析計算公式，再利用結構剛度仿真分析平臺確定剛度指標曲線，進而以指標曲線為設計依據，指導機翼結構設計的開展。
[0006]一種大展弦比機翼結構剛度指標的確定方法，包括以下幾個步驟:
[0007]第一步，分析確定機翼結構剛度設計要求；
[0008]根據總體設計要求分析各專業和分系統的設計要求，分析機翼結構靜變形、固有動力特性設計要求。提煉總結位移、轉角、頻率和模態等設計參數對結構剛度分布的要求，得到結構剛度指標曲線的確定依據。
[0009]第二步，建立機翼結構的剛度分析模型；
[0010]針對靜變形和固有動力特性兩部分，分別利用工程梁理論建立變截面懸臂梁模型和集中質量模型來模擬單側機翼結構的剛度特性。
[0011]第三步，確定滿足設計要求的機翼結構剛度分布；
[0012]建立機翼結構剛度分析模型后，分別針對結構的靜變形和固有動力特性兩部分，利用力學理論建立模型的結構剛度分布與結構剛度設計參數之間的關系，關系式分為針對連續模型的分析和離散模型的分析兩種。將此前確定的結構剛度設計參數約束帶入相應的計算分析式中，對滿足設計要求的結構剛度分布進行分析計算，再利用計算得到的一系列剛度數據值進行函數擬合，得到連續的滿足設計要求的機翼結構剛度分布曲線。
[0013]第四步，利用剛度仿真分析平臺，計算機翼結構剛度分布指標曲線；
[0014]根據理論推導得到的計算公式，利用MATLAB⑶I建立相應的工程仿真分析平臺。通過在平臺界面選擇結構剛度分析類型并輸入設計參數約束值，高效地計算得到滿足設計要求的機翼結構剛度分布指標曲線，用于指導機翼結構設計。
[0015]本發明的優點在于:
[0016](I)在機翼結構設計的初期就對結構剛度設計要求進行充分考慮，給出了確定結構剛度指標曲線的方法，從而有效地避免了傳統機翼結構剛度設計的被動性；
[0017](2)利用機翼結構剛度指標指導機翼結構設計來提高機翼結構設計質量、縮短型號研制周期并降低型號研制成本；
[0018](3)利用由結構剛度設計方法確定的指標曲線指導機翼結構設計，得到剛度分布更為合理的機翼結構，從而提高機翼結構設計的科學性；
[0019](4)利用工程仿真分析平臺快速準確地對滿足機翼結構靜變形和固有動力特性設計要求的機翼結構剛度指標曲線進行設計分析，從而增強了設計方法的實用性。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0020]圖1是本發明的機翼結構剛度指標確定方法的流程圖；
[0021]圖2是本發明的大展弦比機翼結構靜變形部分的結構剛度分析模型；
[0022]圖3是本發明的大展弦比機翼結構固有動力特性部分的結構剛度連續分析模型；
[0023]圖4是本發明的大展弦比機翼結構固有動力特性部分的結構剛度離散分析模型；
[0024]圖5是本發明的靜變形部分的機翼結構剛度仿真分析平臺；
[0025]圖6是本發明的彎曲固有動力特性部分的機翼結構剛度仿真分析平臺；
[0026]圖7是本發明的扭轉固有動力特性部分的機翼結構剛度仿真分析平臺；
【具體實施方式】
[0027]下面將結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。
[0028]本發明是一種大展弦比機翼結構剛度指標的確定方法，如圖1所示，包括以下幾個步驟:
[0029]第一步，分析確定機翼結構剛度設計要求；
[0030]在飛機的總體設計階段，根據總體設計要求分析各專業和分系統的設計要求，分析機翼結構靜變形、固有動力特性設計要求。對機翼結構的載荷情況、垂直和水平位移、截面轉角、質量分布、彎曲和扭轉振動頻率、模態等對機翼結構剛度分布有影響的設計參數進行分析，確定對應的設計要求，得到機翼結構剛度指標曲線的確定依據；
[0031]第二步，建立機翼結構的剛度分析模型；
[0032]針對靜變形和固有動力特性兩部分，分別建立兩種機翼結構剛度分析模型。
[0033](1)對于滿足靜變形設計要求的大展弦比機翼結構剛度分布設計部分，根據大展弦比機翼結構的特點，將其簡化為一根沿著機翼剛軸方向變彎曲剛度和扭轉剛度的懸臂梁，即利用工程梁理論建立如圖2所示的變截面懸臂梁模型。該模型共分為η個等截面梁段，確定第i個等截面梁段，其長度為Ii，彎曲剛度為EIi,所受載荷在該段中點處的合力為Fi;
[0034](2)確定滿足固有動力特性設計要求的大展弦比機翼結構的剛度分布，根據大展弦比機翼結構的特點，利用懸臂梁模型來對機翼的固有動力特性進行分析。大展弦比機翼是細長結構，且不分析機翼的高階振型，利用如圖3所示的歐拉-伯努利梁模型來確定滿足固有動力特性設計要求的機翼結構剛度分布，針對連續模型的結構剛度分析是解析模型。為了便于工程分析計算，對連續模型進行離散，得到如圖4所示的離散模型，然后通過計算機進行計算；
[0035]第三步，確定滿足設計要求的機翼結構的剛度分布；
[0036]建立機翼結構剛度分析模型后，分別針對結構的靜變形和固有動力特性設計要求，利用力學理論建立機翼結構剛度分布與結構剛度設計參數之間的關系；
[0037](1)為了使大展弦比機翼結構滿足靜變形設計要求，按照以下方法確定大展弦比機翼的結構的剛度分布，利用圖2所示的多截面懸臂梁模型，根據復雜載荷作用下變剛度梁變形的計算方法，用Fp lj以及EL將每個等截面段端點的撓度Coi表出，SP
[0038]ω i = f (Fj, Elj，lj) (1≤ j ≤ η) (1)
[0039]根據靜變形設計要求，對每個控制點的Oi給出限制，即
[0040]ωi ≤[ωi] (2)
[0041]當上式取等號時，通過F，I以及[ω]推算出特定總體靜變形要求下，多截面懸臂梁模型中任意一個等截面段的彎曲剛度；再對剛度分布數據進行擬合，得到滿足設計要求的結構剛度分布指標曲線；
[0042]機翼結構的垂直彎曲剛度和水平彎曲的剛度分布，均利用上述方法確定。對于扭轉剛度的確定方法，由合扭矩Tj，等截面梁段長度Ij以及扭轉剛度GIpj將每個等截面梁段端點的轉角Φ?表出，即
[0043]φ, = f(Tj, GIpj, lj) (1≤j ≤ η) (3)
[0044]根據總體靜變形設計要求，對Cti給出扭轉變形限制，即
[0045]Φ? ≤[Φ?] (4)
[0046]當上式取等號時，通過Τ，I以及變形限制[Φ]推算出滿足總體靜變形要求的變截面梁模型中任一個等截面梁段的扭轉剛度；再對剛度分布數據進行擬合，得到滿足相應設計要求的結構剛度分布指標曲線；
[0047](2)為了使大展弦比機翼結構滿足固有動力特性設計要求，按照以下方法確定大展弦比機翼結構的剛度分布，分別利用圖3和圖4所示的連續模型和離散模型，來確定機翼結構的剛度分布。
[0048]對于圖3所示的連續模型，以垂直彎曲振動分析為例，建立其彎曲自由振動微分方程:
[0049]
【權利要求】
1.一種大展弦比機翼結構剛度指標的確定方法，包括以下幾個步驟: 第一步，分析確定機翼結構剛度設計要求； 在飛機的總體設計階段，根據總體設計要求分析各專業和分系統的設計要求，分析機翼結構靜變形、固有動力特性設計要求；對機翼結構的載荷情況、垂直和水平位移、截面轉角、質量分布、彎曲和扭轉振動頻率、模態等對機翼結構剛度分布有影響的設計參數進行分析，確定相應的設計要求，得到機翼結構剛度指標曲線的確定依據； 第二步，建立機翼結構的剛度分析模型； 針對靜變形和固有動力特性兩部分，分別建立兩種機翼結構剛度分析模型； (1)確定滿足靜變形設計要求的大展弦比機翼結構的剛度分布，根據大展弦比機翼結構的特點，將其簡化為一根沿著機翼剛軸方向變彎曲剛度和扭轉剛度的懸臂梁，即利用工程梁理論建立變截面懸臂梁模型。該模型共分為η個等截面梁段，對于第i個等截面梁段，其長度為Ii，彎曲剛度為EIi,所受載荷在該段中點處的合力為Fi ； (2)確定滿足固有動力特性設計要求的大展弦比機翼結構的剛度分布，根據大展弦比機翼結構的特點，利用懸臂梁模型來對機翼的固有動力特性進行分析；大展弦比機翼是細長結構，且不分析機翼的高階振型，利用歐拉-伯努利梁模型來確定滿足固有動力特性設計要求的機翼結構的剛度分布，針對連續模型的結構剛度分析是解析模型。為了便于工程分析計算，對連續模型進行離散，得到離散模型，然后通過計算機進行計算分析； 第三步，確定滿足設計要求的機翼結構剛度分布； 建立機翼結構剛度分析模型后，分別針對結構的靜變形和固有動力特性設計要求，利用力學理論建立機翼結構剛度分布與結構剛度設計參數之間的關系； (1)為了使大展弦比機翼結構滿足靜變形設計要求，按照以下方法確定大展弦比機翼結構的剛度分布，利用多截面懸臂梁模型，根據復雜載荷作用下變剛度梁變形的計算方法，用匕，Ij以及EL將每個等截面段端點的撓度Coi表出，gp
?I = f (Fj, EIj, Ij) (I ≤ j ≤ η) (I) 根據靜變形設計要求，對每個控制點的Qi給出限制，即 ω i [ω i] (2) 當上式取等號時，通過F，I以及[ω]推算出特定總體靜變形要求下，多截面懸臂梁模型中任意一個等截面段的彎曲剛度；再對剛度分布數據進行擬合，得到滿足靜變形設計要求的結構剛度分布指標曲線； 機翼結構的垂直彎曲剛度和水平彎曲的剛度分布，均利用上述方法確定；扭轉剛度分布的確定方法，由合扭矩Tj，等截面梁段長度Ij以及扭轉剛度GIpj將每個等截面梁段端點的轉角Φ?表出，即
Φ? = f(TjjGIpj, Ij) (I ^ j ^n) (3) 根據總體靜變形設計要求，對Φ?給出扭轉變形限制，即 Φ? [Φ?] (4) 當上式取等號時，通過Τ，I以及變形限制[Φ ]推算出滿足總體靜變形要求的變截面梁模型中任一個等截面梁段的扭轉剛度；再對剛度分布數據進行擬合，得到滿足靜變形設計要求的結構剛度分布指標曲線； (2)為了使大展弦比機翼結構滿足固有動力特性設計要求，按照以下方法確定大展弦比機翼結構的剛度分布，分別利用連續模型和離散模型，來確定機翼結構的剛度分布； 對于連續模型，以垂直彎曲振動分析為例，建立其彎曲自由振動微分方程:
【文檔編號】G06F17/50GK103745066SQ201410027248
【公開日】2014年4月23日 申請日期:2014年1月21日 優先權日:2014年1月21日
【發明者】何景武, 趙嘉俊, 袁寧寧, 何石, 袁天元, 嚴賢懷 申請人:北京航空航天大學