一種機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，屬于氣動(dòng)彈性領(lǐng)域。所述方法包括首先將所述機(jī)翼的升力分布等效為橢圓形升力分布，并獲取在該等效條件下的機(jī)翼升力沿翼展的分布函數(shù)；之后根據(jù)所述機(jī)翼升力沿翼展的分布函數(shù)獲取機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩表達(dá)式；然后以機(jī)翼根部站位的彎曲剛度為基準(zhǔn)，獲取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布，再之后計(jì)算機(jī)翼根部彎曲剛度；最后根據(jù)機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布及機(jī)翼根部彎曲剛度獲得機(jī)翼沿翼展的實(shí)際彎曲剛度分布。通過本發(fā)明提供的機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，適用于翼概念設(shè)計(jì)的后期和初步設(shè)計(jì)階段，在設(shè)計(jì)條件不足的情況下，能夠快速獲得機(jī)翼的剛度分布。
【專利說明】
一種機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及氣動(dòng)彈性領(lǐng)域，具體涉及一種機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 機(jī)翼作為飛機(jī)關(guān)鍵部件之一，其剛度分布是影響機(jī)翼乃至全機(jī)氣動(dòng)彈性的最為關(guān) 鍵的參數(shù)。在機(jī)翼翼面設(shè)計(jì)時(shí)，必須保證機(jī)翼翼面具有"足夠"剛度。但在機(jī)翼概念設(shè)計(jì)的后 期和初步設(shè)計(jì)階段，機(jī)翼的結(jié)構(gòu)布置尚不明確，無法采用傳統(tǒng)的計(jì)算方法得到機(jī)翼的剛度 分布。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 為了解決上述問題，本發(fā)明提供了一種適用于翼概念設(shè)計(jì)的后期和初步設(shè)計(jì)階段 時(shí)快速計(jì)算機(jī)翼彎曲剛度分布的方法，其主要包括以下步驟：
[0004] si、將所述機(jī)翼的升力分布等效為橢圓形升力分布，并獲取在該等效條件下的機(jī) 翼升力沿翼展的分布函數(shù)；
[0005] S2、根據(jù)所述機(jī)翼升力沿翼展的分布函數(shù)獲取機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩表達(dá) 式；
[0006] S3、以機(jī)翼根部站位的彎曲剛度為基準(zhǔn)，獲取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布， 所述機(jī)翼根部為機(jī)翼與機(jī)身的連接點(diǎn)；
[0007] S4、計(jì)算機(jī)翼根部彎曲剛度；
[0008] S5、根據(jù)機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布及機(jī)翼根部彎曲剛度獲得機(jī)翼沿翼展 的實(shí)際彎曲剛度分布。
[0009] 優(yōu)選的是，在所述步驟si中，將所述機(jī)翼的升力分布等效為橢圓形升力分布時(shí)，機(jī) 翼升力沿展向分布f滿足以下表達(dá)式
[0010]
[0011] 其中，fo為機(jī)翼根部處的升力，η為機(jī)翼站位，在所述機(jī)翼的根部處時(shí)，η為〇，并向 遠(yuǎn)離機(jī)翼根部的一端過渡至η為1，由全機(jī)平衡力可得
[0012]
[0013] 其中，ny為飛機(jī)過載系數(shù)，G為全機(jī)重量，因此，所述機(jī)翼升力沿展向分布f為
[0014]
[0015] 在上述方案中優(yōu)選的是，在所述步驟S2中，包括計(jì)算無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼翼展 上任一站位的彎矩以及計(jì)算有兩臺(tái)重量相同發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩， 在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，機(jī)翼展向上任一站位％的彎矩M(n〇)為
[0016]
[0017] 有發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，分別測(cè)量?jī)膳_(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝軸線相對(duì)站位，其中，內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝 軸線的相對(duì)站位為m，外發(fā)動(dòng)機(jī)安裝軸線的相對(duì)站位為n2，則機(jī)翼展向上任一站位n〇的彎矩 M(n〇)為
[0018]
[0019] 其中，Ge為單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)重量。
[0020] 在上述方案中優(yōu)選的是，在所述步驟S3中，以機(jī)翼根部站位的彎曲剛度為基準(zhǔn)獲 取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布時(shí)，設(shè)定機(jī)翼撓曲線沿所述機(jī)翼翼展任一點(diǎn)的曲率P (11)為常值(：，則
[0021] Ei(n)=CM(n)
[0022] 其中，El(ri)為機(jī)翼彎曲剛度分布，即沿機(jī)翼翼展上任一站位ri的彎曲剛度。
[0023] 在上述方案中優(yōu)選的是，在所述步驟S3中，獲取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分 布包括獲取在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布，以及獲取在由兩臺(tái)同 質(zhì)量發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布，在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，包括以下步 驟：
[0024]令機(jī)翼根部彎曲剛度為1，即EI (0) = 1.0，則 [0025]
[0026]則機(jī)翼彎曲剛度分布ΕΙ (η)為
[0027]
[0028] 在有發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，機(jī)翼彎曲剛度分布EI (ri)為[0029] 當(dāng) ri 彡 ru 時(shí)：
[0030]
[0031]
[0032]
[0033]
[0034]
[0035] 其中，％ = Ge/G。
[0036] 通過本發(fā)明提供的機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，適用于翼概念設(shè)計(jì)的后期和初步 設(shè)計(jì)階段，在設(shè)計(jì)條件不足的情況下，能夠快速獲得機(jī)翼的剛度分布。
【附圖說明】
[0037] 圖1為本發(fā)明機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法的一優(yōu)選實(shí)施例的流程圖。
[0038] 圖2為圖1所示實(shí)施例的翼展等效橢圓及肋站位示意圖。
[0039]圖3為圖1所示實(shí)施例的彎曲剛度與扭轉(zhuǎn)剛度分布折線圖。
【具體實(shí)施方式】
[0040] 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 似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。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)說明。
[0041] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"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。
[0042] 下面通過實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0043] 本發(fā)明提供了一種適用于翼概念設(shè)計(jì)的后期和初步設(shè)計(jì)階段時(shí)快速計(jì)算機(jī)翼彎 曲剛度分布的方法，如圖1所示，其主要包括以下步驟：
[0044] S1、將所述機(jī)翼的升力分布等效為橢圓形升力分布，并獲取在該等效條件下的機(jī) 翼升力沿翼展的分布函數(shù)；
[0045] S2、根據(jù)所述機(jī)翼升力沿翼展的分布函數(shù)獲取機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩表達(dá) 式；
[0046] S3、以機(jī)翼根部站位的彎曲剛度為基準(zhǔn)，獲取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布， 所述機(jī)翼根部為機(jī)翼與機(jī)身的連接點(diǎn)；
[0047] S4、計(jì)算機(jī)翼根部彎曲剛度；
[0048] S5、根據(jù)機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布及機(jī)翼根部彎曲剛度獲得機(jī)翼沿翼展 的實(shí)際彎曲剛度分布。
[0049] 下面就上述步驟分別進(jìn)行說明。
[0050] 在步驟S1中，考慮機(jī)翼升力沿翼展的分布受機(jī)翼幾何形狀、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙以及機(jī)身 等影響，在穩(wěn)定平飛狀態(tài)下，機(jī)翼升力沿翼展方向的分布可簡(jiǎn)化為橢圓分布，如圖2所示，其 中，1為機(jī)翼的實(shí)際形狀，2為等效的橢圓形狀。將所述機(jī)翼的升力分布等效為橢圓形升力分 布時(shí)，機(jī)翼升力沿展向分布f滿足以下表達(dá)式
[0051]
[0052] 其中，fo為機(jī)翼根部處的升力，η為機(jī)翼站位，在所述機(jī)翼的根部處時(shí)，η為ο，并向 遠(yuǎn)離機(jī)翼根部的一端過渡至η為1，如圖2下半部分所示，其中L的長(zhǎng)度即為1，縱軸表示機(jī)翼 升力，其在機(jī)翼根部η為〇時(shí)，其升力為f〇。由全機(jī)平衡力可得
[0053]
[0054]其中，ny為飛機(jī)過載系數(shù)，G為全機(jī)重量，因此，所述機(jī)翼升力沿展向分布f為
[0055]
[0056] 在所述步驟S2中，計(jì)算機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩時(shí)，主要包括計(jì)算無發(fā)動(dòng)機(jī)狀 態(tài)下的機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩以及計(jì)算有兩臺(tái)重量相同發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼翼展上 任一站位的彎矩，在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，機(jī)翼展向上任一站位n〇的彎矩M(n〇)為
[0057]
[0058]積分并簡(jiǎn)化可得：
[0059]

[0060] 有發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，分別測(cè)量?jī)膳_(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝軸線相對(duì)站位，其中，內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝 軸線的相對(duì)站位為m，外發(fā)動(dòng)機(jī)安裝軸線的相對(duì)站位為n2，則機(jī)翼展向上任一站位n〇的彎矩 M(no)，1
[0061]
[0062]其中，Ge為單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)重量。
[0063]對(duì)以上各式進(jìn)行積分化簡(jiǎn)可得：
[0064] 當(dāng) ri<ru 時(shí)：
[0065]
[0066] 當(dāng) 時(shí)：
[0067]
[0068] 當(dāng) τι 彡 ri2 時(shí)：
[0069]
_ _
[0070] 在所述步驟S3中，考慮到機(jī)翼彎曲剛度的連續(xù)性以及彎曲變形優(yōu)化的要求，假設(shè) 在穩(wěn)定平飛狀態(tài)下機(jī)翼彎曲變形撓曲線的最優(yōu)值為:機(jī)翼撓曲線沿翼展任一點(diǎn)的曲率P(n) 為常值C，據(jù)此可得：
[0071]
[0072] 即
[0073] EI(n)=CM(n)
[0074] 其中，ΕΙ(ΙΙ)為機(jī)翼彎曲剛度分布，即沿機(jī)翼翼展上任一站位II的彎曲剛度。
[0075] 在所述步驟S3中，獲取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布包括獲取在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀 態(tài)下的機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布，以及獲取在由兩臺(tái)同質(zhì)量發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼 沿翼展的歸一化彎曲剛度分布，在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，包括以下步驟：
[0076]令機(jī)翼根部彎曲剛度為1，即EI (0) = 1.0，則
[0077]
[0078]
[0079]
[0080]根據(jù)前面的公式，可求得僅考慮機(jī)翼升力時(shí)根部站位處的彎矩為
[0081]
[0082] 則機(jī)翼彎曲剛度分布ΕΙ (η)為
[0083]
…λ, t 2 ' ' ' 2， ·
[0084] 在有發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，由于
[0085]
[0086] 則機(jī)翼彎曲剛度分布ΕΙ (η)為[0087] 當(dāng) τι 彡 ru 時(shí)：
[0088]
[0089]
[0090]
[0091] 當(dāng) τι 彡 ri2 時(shí)：
[0092]
[0093] 其中，％ = Ge/G。
[0094] 本實(shí)施例中，將機(jī)翼均勻劃分為22段，則每一段的歸一化剛度均可以通過上述表 達(dá)式求得。
[0095]在步驟S4中，根據(jù)結(jié)構(gòu)總體參數(shù)估算根部剛度，具體包括如下步驟：
[0096] 根部彎曲剛度E 1(0):
[0097]
[0098] 式中：cr 一機(jī)翼根弦長(zhǎng);ξ-機(jī)翼根部翼型相對(duì)厚度;S-機(jī)翼面積;W-機(jī)翼結(jié)構(gòu)重 量；Λ ea-彈性軸后掠角；e-彎曲剛度與組合參數(shù)（/? (W/ S)C〇s(Λ(, j )的函數(shù)，可用多項(xiàng) 式表示:e = XaixVizO,…，5)，式中各系數(shù)為：
[0099] ao = -3.576e7，ai = 3.1231 e6，a2 = 1251.3，a3 =-0.17775，a4=l .5e_5，a5 = 5.03e_ 10
[0100] 之后，在所述步驟S5中，可根據(jù)步驟S3及步驟S4,即根據(jù)機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲 剛度分布及機(jī)翼根部彎曲剛度獲得機(jī)翼沿翼展的實(shí)際彎曲剛度分布。
[0101] 可以理解的是，假設(shè)上述計(jì)算獲得ΕΙ(0)為100m4,則相應(yīng)的本實(shí)施例中22個(gè)肋站 位處的歸一化剛度全部乘以100,即可得到相應(yīng)的22個(gè)肋站位的實(shí)際剛度分布。
[0102] 本發(fā)明只能求得彎曲剛度，扭轉(zhuǎn)剛度可根據(jù)經(jīng)驗(yàn)或統(tǒng)計(jì)規(guī)律確定一個(gè)彎曲和扭轉(zhuǎn) 剛度的比例函數(shù)K(ri)得到：
[0103] Gj(n)=K(n)Ei(n)
[0104] 其中，GJ(n)為扭轉(zhuǎn)剛度。
[0105] 本實(shí)施例中，K初步取為1.5, 即EI/GJ=1.5,假設(shè)機(jī)翼材料為常規(guī)的鋁合金材料， 則可求得任一站位下扭轉(zhuǎn)剛度J與彎曲剛度I的關(guān)系，其中，E為機(jī)翼材料的彈性模量，G為機(jī) 翼材料的剪切模量，據(jù)此：
[0106
[0107」從而，當(dāng)求得任一站位下的彎曲剛度，相應(yīng)的扭轉(zhuǎn)剛度也就能夠獲得，如圖3所示， 兩條折線分別表示彎曲剛度與扭轉(zhuǎn)剛度，其中，橫軸為相對(duì)站位，縱軸表示剛度值，下方的 折線表示歸一化的彎曲剛度，上方的折線表示扭轉(zhuǎn)剛度，其在歸一化彎曲剛度的基礎(chǔ)上乘 以1.75倍。比如在該圖中，表示0.027站位處彎曲剛度為0.94665，扭轉(zhuǎn)剛度為1.65938，再比 如在0.293站位處，彎曲剛度為0.52505，扭轉(zhuǎn)剛度為1.03695。
[0108] 在具體實(shí)施過程中，通過計(jì)算獲取機(jī)翼根部剖面的彎曲剛度Ir為：
[0109] EIr = 7.153E9N · m2
[0110] 因此，可得到實(shí)際的機(jī)翼彎曲剛度與扭轉(zhuǎn)剛度，比如，經(jīng)計(jì)算，獲得站位為0.293處 的彎曲剛度為6.714 X 10_2m4,扭轉(zhuǎn)剛度為1.175 X 1〇Λι4。
[0111] 通過本發(fā)明提供的機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，適用于翼概念設(shè)計(jì)的后期和初步 設(shè)計(jì)階段，在設(shè)計(jì)條件不足的情況下，能夠快速獲得機(jī)翼的剛度分布。
[0112]最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(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。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，其特征在于，包括： 51、 將所述機(jī)翼的升力分布等效為楠圓形升力分布，并獲取在該等效條件下的機(jī)翼升 力沿翼展的分布函數(shù)； 52、 根據(jù)所述機(jī)翼升力沿翼展的分布函數(shù)獲取機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩表達(dá)式； 53、 W機(jī)翼根部站位的彎曲剛度為基準(zhǔn)，獲取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布，所述 機(jī)翼根部為機(jī)翼與機(jī)身的連接點(diǎn)； 54、 計(jì)算機(jī)翼根部彎曲剛度； 55、 根據(jù)機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布及機(jī)翼根部彎曲剛度獲得機(jī)翼沿翼展的實(shí) 際彎曲剛度分布。2. 如權(quán)利要求1所述的機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，其特征在于:在所述步驟S1中，將 所述機(jī)翼的升力分布等效為楠圓形升力分布時(shí)，機(jī)翼升力沿展向分布f滿足W下表達(dá)式其中，fo為機(jī)翼根部處的升力，η為機(jī)翼站位，在所述機(jī)翼的根部處時(shí)，η為0,并向遠(yuǎn)離機(jī) 翼根部的一端過渡至η為1，由全機(jī)平衡力可得其中，ny為飛機(jī)過載系數(shù)，G為全機(jī)重量，因此，所述機(jī)翼升力沿展向分布f為3. 如權(quán)利要求2所述的機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，其特征在于:在所述步驟S2中，包 括計(jì)算無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩W及計(jì)算有兩臺(tái)重量相同發(fā)動(dòng)機(jī)狀 態(tài)下的機(jī)翼翼展上任一站位的彎矩，在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，機(jī)翼展向上任一站位no的彎矩Μ (no)為有發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，分別測(cè)量?jī)膳_(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝軸線相對(duì)站位，其中，內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝軸線 的相對(duì)站位為m，外發(fā)動(dòng)機(jī)安裝軸線的相對(duì)站位為ri2,則機(jī)翼展向上任一站位η日的彎矩Μ (no)為其中，Ge為單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)重量。4. 如權(quán)利要求3所述的機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，其特征在于:在所述步驟S3中，W 機(jī)翼根部站位的彎曲剛度為基準(zhǔn)獲取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布時(shí)，設(shè)定機(jī)翼曉曲 線沿所述機(jī)翼翼展任一點(diǎn)的曲率p(n)為常值c，則 Ei(n)=CM(n) 其中，EI (η)為機(jī)翼彎曲剛度分布，即沿機(jī)翼翼展上任一站位η的彎曲剛度。5.如權(quán)利要求4所述的機(jī)翼彎曲剛度分布計(jì)算方法，其特征在于:在所述步驟S3中，獲 取機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分布包括獲取在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼沿翼展的歸一化 彎曲剛度分布，W及獲取在由兩臺(tái)同質(zhì)量發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼沿翼展的歸一化彎曲剛度分 布，在無發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，包括W下步驟： 令機(jī)翼根部彎曲剛度為1，即ΕΙ (0) = 1.0，則則機(jī)翼彎曲剛度分布ΕΙ (η)為在有發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，機(jī)翼彎曲剛度分布ΕΙ (η)為 當(dāng)η《化時(shí)：其中，％ = Ge/G。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK105975707SQ201610321774
【公開日】2016年9月28日
【申請(qǐng)日】2016年5月16日
【發(fā)明人】陳海, 黃國(guó)寧, 曾憲昂, 胡志勇, 李俊杰
【申請(qǐng)人】中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所