專利名稱：一種采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段及設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器機(jī)翼部件，尤其涉及一種采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段及其設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
格柵增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的概念是20世紀(jì)70年代由美國麥道公司首先提出，與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)相比，格柵結(jié)構(gòu)的截面慣性矩大，抗彎、抗屈曲性能良好，結(jié)構(gòu)效率高，此外，格柵結(jié)構(gòu)的加強(qiáng)肋相對(duì)獨(dú)立，產(chǎn)生裂紋后不易傳播，整體性能好。傳統(tǒng)機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)采用的是蒙皮、桁條、翼梁、支撐板等結(jié)構(gòu)，通常由硬質(zhì)鋁合金制成。蒙皮與骨架一起作為主要受力部件，用于傳遞扭矩載荷，桁條用于提高蒙皮的剛度，隨著氣動(dòng)載荷的增加，蒙皮和骨架的厚度就須要進(jìn)一步增加?，F(xiàn)代航空器設(shè)計(jì)提出了大結(jié)構(gòu)尺度和結(jié)構(gòu)超輕型化問題，傳統(tǒng)的機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)主要采用復(fù)合材料來滿足減重、高承載和對(duì)結(jié)構(gòu)剛度等力學(xué)性能的要求，然而其在結(jié)構(gòu)載荷分配上仍有較明顯的缺陷，無法實(shí)現(xiàn)減重、承載的高效結(jié)合。先進(jìn)復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)作為一種新型高效結(jié)構(gòu)形式，在航空、航天結(jié)構(gòu)中有著良好的應(yīng)用前景，目前為止尚未在航空飛行器主要承載件中得到應(yīng)用。MSC Nastran是美國航空航天局制定用來進(jìn)行航空航天器工程模擬的有限元軟件，廣泛應(yīng)用于各個(gè)行業(yè)的工程仿真分析，包括國防、航空航天、機(jī)械制造、汽車、船舶、兵器、土木、水利、電子、鐵道、石化、能源、材料工程等，用戶編輯100多個(gè)國家和地區(qū)的主要設(shè)計(jì)制造工業(yè)公司和研究機(jī)構(gòu)，其中覆蓋了全球92%的機(jī)械設(shè)計(jì)制造部門、97%的汽車制造商和零部件供應(yīng)商、95 %的航空航天公司和98 %的國防及軍事研發(fā)部門。MD Nastran支持多個(gè)關(guān)鍵工程學(xué)科和相應(yīng)的高性能分析，包括線性和非線性靜力、振動(dòng)特性、線性和非線性動(dòng)力學(xué)、穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)熱力學(xué)、線性和非線性屈曲、設(shè)計(jì)優(yōu)化和靈敏度、拓?fù)鋬?yōu)化、轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)彈性、聲學(xué)、并行能力(SMP和DMP)、動(dòng)力設(shè)計(jì)分析方法 (DDAM)、包含接觸的隱式非線性、顯式非線性的跌落和碰撞、直接矩陣提取編程(DMAP)、高級(jí)連接和裝配。MD Nastran能夠有效地處理各種不同自由度大小的優(yōu)化問題，具有可靠的收斂特性。并且，MD Nastran具有靈活的用戶界面，用戶能夠靈活地使用自定義或者其他的響應(yīng)函數(shù)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供了一種采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段，克服了以上技術(shù)缺陷。本發(fā)明采用如下技術(shù)方案本發(fā)明提供了一種采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段，包括格柵肋，蒙皮面板；所述格柵肋外側(cè)包裹蒙皮面板形成機(jī)翼盒段，所述格柵肋由若干根加強(qiáng)肋相互交叉形成格柵構(gòu)形，格柵肋和蒙皮面板均由若干層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板制成，蒙皮面板固定于格柵肋的外側(cè)；所述格柵肋鋪設(shè)八層不同角度的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，前四層與后四層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料對(duì)稱鋪設(shè)，其中第一層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料角度為-151. 2°至-166. 7°，第二層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為7. 9°至11. Γ，第三層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為1.9°至 2.1°，第四層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為0.025°至0.03° ；蒙皮面板鋪設(shè)十六層不同角度的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，前八層與后八層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料對(duì)稱鋪設(shè)，其中第一層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為-66. 7°至-78. 2°，第二層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為80. Γ至 106.5°，第三層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為72. Γ至74. 5°，第四層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為0.11°至0.14°，第五層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為-51. 9°至-53. 7°，第六層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為44. 5°至52. Γ，第七層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為47. 3° 至51. 9°，第八層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為0.05°至0.08°。本發(fā)明所述采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段的設(shè)計(jì)方法，方法如下1)、初始設(shè)計(jì)，根據(jù)飛機(jī)的整體參數(shù)設(shè)定飛機(jī)機(jī)翼的固有頻率；2)、設(shè)定原始機(jī)翼盒段的格柵肋和蒙皮面板的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層的鋪層角度， 采用有限元分析軟件對(duì)步驟1的固有頻率進(jìn)行基頻響應(yīng)分析；3)、將步驟2中原始機(jī)翼盒段格柵肋和蒙皮面板的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層的鋪層角度數(shù)據(jù)從有限元分析軟件導(dǎo)出，得到bdf片段文檔；4)、采用計(jì)算機(jī)中記事本程序打開步驟3導(dǎo)出的bdf片段文檔進(jìn)行關(guān)聯(lián)設(shè)計(jì)變量， bdf片段文檔如下表
權(quán)利要求
1.一種采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段，包括格柵肋，蒙皮面板；所述格柵肋外側(cè)包裹蒙皮面板形成機(jī)翼盒段，其特征在于所述格柵肋由若干根加強(qiáng)肋相互交叉形成格柵構(gòu)形，格柵肋和蒙皮面板均由若干層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板制成，蒙皮面板固定于格柵肋的外側(cè)；所述格柵肋鋪設(shè)八層不同角度的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，前四層與后四層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料對(duì)稱鋪設(shè)，其中第一層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料角度為-151. 2°至-166. 7°，第二層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為7. 9°至11. Γ，第三層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為1.9°至 2.1°，第四層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為0.025°至0.03° ；蒙皮面板鋪設(shè)十六層不同角度的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，前八層與后八層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料對(duì)稱鋪設(shè)，其中第一層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為-66. 7°至-78. 2°，第二層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為80. Γ至 106.5°，第三層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為72. Γ至74. 5°，第四層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為0.11°至0.14°，第五層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為-51. 9°至-53.7°，第六層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為44. 5°至52. Γ，第七層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為47. 3° 至51. 9°，第八層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層角度為0.05°至0.08°。
2.如權(quán)利要求1所述采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段的設(shè)計(jì)方法，其特征在于方法如下1)、初始設(shè)計(jì)，根據(jù)飛機(jī)的整體參數(shù)設(shè)定飛機(jī)機(jī)翼的固有頻率；2)、設(shè)定原始機(jī)翼盒段的格柵肋和蒙皮面板的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層的鋪層角度，采用有限元分析軟件對(duì)步驟1的固有頻率進(jìn)行基頻響應(yīng)分析；3)、將步驟2中原始機(jī)翼盒段格柵肋和蒙皮面板的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層的鋪層角度數(shù)據(jù)從有限元分析軟件導(dǎo)出，得到bdf片段文檔；4)、采用計(jì)算機(jī)中記事本程序打開步驟3導(dǎo)出的bdf片段文檔進(jìn)行關(guān)聯(lián)設(shè)計(jì)變量，bdf 片段文檔如下表
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器機(jī)翼部件，尤其涉及一種采用格柵結(jié)構(gòu)的飛行器機(jī)翼盒段及其設(shè)計(jì)方法。包括格柵肋，蒙皮面板；所述格柵肋外側(cè)包裹蒙皮面板形成機(jī)翼盒段，其特征在于所述格柵肋由若干根加強(qiáng)肋相互交叉形成格柵構(gòu)形，格柵肋和蒙皮面板均由若干層纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板制成，蒙皮面板固定于格柵肋的外側(cè)；所述格柵肋鋪設(shè)八層不同角度的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料。該技術(shù)方案采用等邊三角形的格式肋和蒙皮面板，相比較傳統(tǒng)的機(jī)翼盒段結(jié)構(gòu)，能夠在外部載荷作用下獲得更優(yōu)的應(yīng)力分布，更高的比強(qiáng)度、比剛度和結(jié)構(gòu)效率，減少局部應(yīng)力集中現(xiàn)象，降低結(jié)構(gòu)重量，并減小容易導(dǎo)致復(fù)合材料失效的危險(xiǎn)點(diǎn)應(yīng)力，提高了結(jié)構(gòu)的承載能力與疲勞壽命。
文檔編號(hào)G06F17/50GK102514709SQ20111040039
公開日2012年6月27日 申請(qǐng)日期2011年12月6日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月6日
發(fā)明者徐志偉, 朱亮, 段麗瑋 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)