本發(fā)明涉及飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法。

背景技術(shù)：

當(dāng)前，國(guó)內(nèi)外大型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)多采用高平尾、后掠翼布局，以提高舵面操縱效率；由于該布局平尾翼壓心與垂尾翼壓心相對(duì)靠后，導(dǎo)致尾翼傳遞給機(jī)身的集中載荷相對(duì)較高，形成所謂“大載荷、多接頭、超靜定”系統(tǒng)復(fù)雜連接區(qū)。復(fù)雜連接區(qū)結(jié)構(gòu)受力嚴(yán)重、傳力復(fù)雜，連接區(qū)鉸接點(diǎn)載荷分配不理想將會(huì)直接影響飛行安全和使用壽命的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法，以解決或至少減輕背景技術(shù)中所存在的至少一處的問(wèn)題。

某大型飛機(jī)研制初期，尾翼嚴(yán)重載荷工況下，暴露出機(jī)身與垂尾連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配不理想、單點(diǎn)集中載荷過(guò)高等技術(shù)難題，機(jī)體結(jié)構(gòu)關(guān)鍵連接區(qū)強(qiáng)度設(shè)計(jì)面臨極大困難。

本發(fā)明運(yùn)用數(shù)學(xué)建模方法，探索出“俯仰工況”下影響尾翼連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的重要因素，提出了各因素間的代數(shù)關(guān)系；確定了鉸點(diǎn)載荷分配的理論解及最優(yōu)解，為機(jī)體結(jié)構(gòu)復(fù)雜連接區(qū)剛度匹配、強(qiáng)度設(shè)計(jì)奠定理論基礎(chǔ)；最終攻克某大型飛機(jī)機(jī)身與垂尾連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配不理想之技術(shù)難題；同時(shí)，提高了機(jī)體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)效率、降低了研制風(fēng)險(xiǎn)。

為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：一種基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法，包含以下步驟：

步驟一，根據(jù)飛機(jī)后機(jī)身尾翼連接區(qū)傳力特點(diǎn)，創(chuàng)建基于尾翼垂尾載荷下的數(shù)學(xué)計(jì)算模型；

步驟二，根據(jù)所述步驟一中建立的模型計(jì)算尾翼連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配理論解，確定連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離、連接鉸點(diǎn)處總體剛度與連接點(diǎn)垂向載荷值的關(guān)系：

式中，ki表示機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處總體剛度，yi表示連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，fi表示連接鉸點(diǎn)垂向載荷值，m0＝f(py)為與垂尾總載py、壓心坐標(biāo)z0相關(guān)的已知常量。

優(yōu)選的，所述基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法進(jìn)一步包含步驟三：

設(shè)定各連接鉸點(diǎn)處總體剛度ki均相等，則鉸點(diǎn)載荷公式可簡(jiǎn)化為：

即線(xiàn)性函數(shù)：fj＝f(yj)＝hyj，其中h為常量；

設(shè)定各連接鉸點(diǎn)側(cè)向間距yi均相等，則鉸點(diǎn)載荷公式可進(jìn)一步簡(jiǎn)化為：

式中，py表示垂尾總載，z0表示壓心坐標(biāo)，yi表示連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，n為鉸點(diǎn)接頭的總數(shù)。

即為一條水平直線(xiàn)，對(duì)應(yīng)于垂尾載荷下的連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配最優(yōu)解。

優(yōu)選的，所述步驟一中建立模型時(shí)，采用彈簧元模擬后機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處的結(jié)構(gòu)剛度。

優(yōu)選的，根據(jù)所述步驟三中求取的最優(yōu)線(xiàn)性函數(shù)，確定連接鉸點(diǎn)距離飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，進(jìn)而得到該鉸點(diǎn)處的載荷值。

本發(fā)明的有益效果在于：

本發(fā)明的基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法有效彌補(bǔ)了有限元分析方法對(duì)于結(jié)構(gòu)參數(shù)“有限試湊、局部調(diào)整”的耗時(shí)、費(fèi)力、局限等客觀(guān)不足，同時(shí)避免了工程分析可能出現(xiàn)的疏漏；本發(fā)明運(yùn)用數(shù)學(xué)建模方法，通過(guò)創(chuàng)建數(shù)學(xué)模型、構(gòu)建方程，探索出影響連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的重要因素，提出了各因素間的代數(shù)關(guān)系，同時(shí)快速高效的確定了連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的理論解及最優(yōu)解，本發(fā)明理論計(jì)算結(jié)果與全機(jī)有限元計(jì)算結(jié)果載荷分配趨勢(shì)一致，且吻合性較好；本發(fā)明能夠快速計(jì)算連接區(qū)載荷分配的最優(yōu)解，并可作為尾翼連接區(qū)載荷分配優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)值，供后續(xù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和優(yōu)化調(diào)整參照使用。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明一實(shí)施例的基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法的流程圖。

圖2是圖1所示實(shí)施例的數(shù)學(xué)計(jì)算模型簡(jiǎn)化示意圖。

圖3是圖1所示實(shí)施例連接鉸點(diǎn)載荷分配對(duì)比曲線(xiàn)圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類(lèi)似的標(biāo)號(hào)表示相同或類(lèi)似的元件或具有相同或類(lèi)似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過(guò)參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語(yǔ)“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

如圖1、圖2、圖3所示，一種基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法，其特征在于，包含以下步驟：

步驟一，根據(jù)飛機(jī)后機(jī)身尾翼連接區(qū)傳力特點(diǎn)，創(chuàng)建基于尾翼垂尾載荷下的數(shù)學(xué)計(jì)算模型；可以理解的是，基于尾翼垂尾載荷下的數(shù)學(xué)計(jì)算模型是指基于尾翼偏航工況下的數(shù)學(xué)計(jì)算模型。

在本實(shí)施例中，所述步驟一中建立模型時(shí)，采用彈簧元模擬后機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處的結(jié)構(gòu)剛度，其數(shù)學(xué)模型如圖2所示。

步驟二，根據(jù)所述步驟一中建立的模型計(jì)算尾翼連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配理論解，確定連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離、連接鉸點(diǎn)處總體剛度與連接點(diǎn)垂向載荷值的關(guān)系：

式中，ki表示機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處總體剛度，yi表示連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，fi表示連接鉸點(diǎn)垂向載荷值，m0＝f(py)為與垂尾總載py、壓心坐標(biāo)z0相關(guān)的已知常量。

具體的，在所述步驟一建立的模型中，以ki表示機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處總體剛度，yi表示連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，ui表示連接鉸點(diǎn)垂向位移，fi表示連接鉸點(diǎn)垂向載荷值，py表示垂尾總載；同時(shí)，設(shè)定各連接鉸點(diǎn)扭轉(zhuǎn)角β恒定，即常數(shù)d＝tgβ＝f(py)，則可構(gòu)建如下方程組：

方程組中，m0＝f(py)為與垂尾總載py、壓心坐標(biāo)z0相關(guān)的已知常量；另外，垂尾前、后梁與機(jī)身對(duì)應(yīng)加強(qiáng)框連接鉸點(diǎn)處側(cè)向載荷可通過(guò)“杠桿原理”求得。首先將(4)式帶入(3)式可得：

由(1)、(2)、(5)組成矩陣方程組：

對(duì)上述矩陣方程進(jìn)行同解變換可得：

首先求出knd，再將其代入即可得尾翼連接區(qū)主鉸點(diǎn)載荷分配理論解：

式中，ki表示機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處總體剛度，yi表示連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，fi表示連接鉸點(diǎn)垂向載荷值，m0＝f(py)為與垂尾總載py、壓心坐標(biāo)z0相關(guān)的已知常量。

由上式可知：針對(duì)尾翼“偏航工況”，連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的主要影響因素是垂尾總載、壓心，以及各鉸點(diǎn)處翼盒厚度、總體剛度(或剛度比)。

機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處的剛度分別用kf(i)、kv(i)表示，則總體剛度：

其中，垂尾連接區(qū)各連接鉸點(diǎn)處機(jī)身剛度kf(i)可通過(guò)約束飛機(jī)重心處機(jī)身框截面求得，垂尾剛度kv(i)可通過(guò)約束垂尾壓心對(duì)應(yīng)肋站位求得。

在本實(shí)施例中，所述基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法進(jìn)一步包含步驟三：

設(shè)定各連接鉸點(diǎn)處總體剛度ki均相等，則鉸點(diǎn)載荷公式可簡(jiǎn)化為：

即線(xiàn)性函數(shù)：fj＝f(yj)＝hyj，其中h為常量；

設(shè)定各連接鉸點(diǎn)側(cè)向間距yi均相等，則鉸點(diǎn)載荷公式可進(jìn)一步簡(jiǎn)化為：

式中，py表示垂尾總載，z0表示壓心坐標(biāo)，yi表示連接鉸點(diǎn)距飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，n為鉸點(diǎn)接頭的總數(shù)。

即為一條水平直線(xiàn)，對(duì)應(yīng)于垂尾載荷下的連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配最優(yōu)解。

根據(jù)所述步驟三中求取的最優(yōu)線(xiàn)性函數(shù)，確定連接鉸點(diǎn)距離飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面的側(cè)向距離，進(jìn)而得到該鉸點(diǎn)處的載荷值。

根據(jù)本發(fā)明的基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法，以某型飛機(jī)設(shè)計(jì)為例：首先，分別求出機(jī)身與垂尾連接鉸點(diǎn)處的剛度kf(i)、kv(i)，將垂尾總載py、側(cè)向梁間距yi輸入，即可求得“偏航工況”下連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的理論解及最優(yōu)解。以某型飛機(jī)偏航機(jī)動(dòng)最嚴(yán)重載荷工況104820工況為例，應(yīng)用本發(fā)明方法求得連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的理論值及最優(yōu)值，并與全機(jī)有限元計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖3所示，圖中曲線(xiàn)在橫坐標(biāo)的6個(gè)點(diǎn)分別對(duì)應(yīng)實(shí)際機(jī)身的6個(gè)連接點(diǎn)，圖中為單側(cè)連接點(diǎn)的受力圖，垂尾左右兩側(cè)連接點(diǎn)的受力大小相等方向相反，從圖中曲線(xiàn)可以看出，利用本發(fā)明的方法得到的結(jié)果與有限元分析趨勢(shì)一致，說(shuō)明該方法的理論正確性；最優(yōu)解的曲線(xiàn)給出了優(yōu)化的最終目標(biāo)值，可以用于設(shè)計(jì)參考。圖示數(shù)據(jù)顯示，本發(fā)明理論計(jì)算結(jié)果與全機(jī)有限元計(jì)算結(jié)果載荷分配趨勢(shì)一致，且吻合性較好；本發(fā)明能夠快速計(jì)算連接區(qū)載荷分配的最優(yōu)解，作為連接區(qū)載荷分配優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)值，供后續(xù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和優(yōu)化調(diào)整參照使用。

本發(fā)明創(chuàng)建的基于垂尾載荷的機(jī)身與尾翼連接鉸點(diǎn)載荷分配方法屬于多接頭超靜定系統(tǒng)復(fù)雜連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配優(yōu)化方法，有效彌補(bǔ)了有限元分析方法對(duì)于結(jié)構(gòu)參數(shù)“有限試湊、局部調(diào)整”的耗時(shí)、費(fèi)力、局限等客觀(guān)不足，同時(shí)避免了工程分析可能出現(xiàn)的疏漏；本發(fā)明運(yùn)用數(shù)學(xué)建模方法，通過(guò)創(chuàng)建數(shù)學(xué)模型、構(gòu)建方程，探索出影響連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的重要因素，并提出了各因素間的代數(shù)關(guān)系，同時(shí)快速高效的確定了連接區(qū)鉸點(diǎn)載荷分配的理論解及最優(yōu)解；本發(fā)明對(duì)于實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)具有重要的推動(dòng)作用，對(duì)于提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)效率、降低研制風(fēng)險(xiǎn)等具有重要意義，并具有廣闊應(yīng)用前景及較高推廣價(jià)值。

最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制。盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。