一種機翼結構剛心線位置的設計方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種機翼結構剛心線位置設計的方法，包括以下幾個步驟：第一步，機翼飛行載荷的分析及計算；第二步，剛心線位置的設計。本發(fā)明的方法在設計的初期就將剛心線位置考慮到結構設計中，可以避免以往結構設計的盲目性，使設計更加科學；本發(fā)明創(chuàng)新性地提出將剛心線位置與載荷匹配的思想，在設計初期根據(jù)機翼受到載荷的特點快速完成剛心線位置的確定，達到機翼的剛心線位置與載荷相匹配的目的；本發(fā)明為后續(xù)的機翼結構設計提供了有力的科學依據(jù)；剛心線位置設計方法新穎，思路明確，操作可行，具有較強的普適性，可以在大展弦比機翼的結構設計中推廣應用。
【專利說明】一種機翼結構剛心線位置的設計方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于航空航天飛行器結構設計【技術領域】，具體涉及一種機翼結構剛心線位置的設計方法。
【背景技術】
[0002]在飛行器機翼結構設計中，機翼結構剛度設計占據(jù)著非常重要的地位。機翼的剛心線作為機翼的重要參數(shù)，其具體位置對結構的傳力特性、振動特性及結構變形有著重要的影響。若結構的剛心位置不合理，則機翼的內(nèi)力傳遞和分配將產(chǎn)生較大的差別，機翼也將有可能產(chǎn)生有害變形、甚至會發(fā)生振動及氣動彈性等問題。
[0003]在以往的機翼結構設計中涉及剛度的部分，都是先按照設計經(jīng)驗將結構設計出來，根據(jù)結構的具體情況進行與結構剛度有關問題的分析計算或者相應的試驗。剛心線是機翼結構剛度的重要參數(shù)，若其位置不合理，則需要修改設計圖紙，更改設計，之后進行往復的分析計算，最后給出滿足要求的設計狀態(tài)。這樣的設計方法必將導致設計周期長、經(jīng)費開銷大，設計問題多，并且具有一定的盲目性。
[0004]針對上述問題，目前尚未提出有效的解決方案。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明提出了 一種機翼結構剛心線位置的設計方法，在結構設計初期，就依據(jù)機翼載荷的特點，設計出機翼剛心線的位置以達到與載荷匹配的目的，從而指導后續(xù)的設計過程，設計出更加合理、利用率更高的結構。
[0006]一種機翼結構剛心線位置的設計方法，包括以下幾個步驟:
[0007]步驟一，機翼飛行載荷的分析及計算；
[0008]確定與載荷匹配的剛心線位置需要對飛行載荷進行分析；在不同飛行狀態(tài)下機翼受到的載荷不同，首先需要對飛機的飛行狀態(tài)進行分析，篩選出飛機常見的幾種飛行狀態(tài)；然后計算出在這幾種飛行狀態(tài)下機翼受到的氣動載荷的合力及其作用點；
[0009]步驟二，剛心線位置的設計；
[0010]得到了機翼在不同飛行狀態(tài)下受到的飛行載荷，接著進行機翼結構剛心線的設計；機翼結構的外形、翼型等參數(shù)在飛機總體設計階段已經(jīng)確定，因此，根據(jù)這些已知的參數(shù)建立機翼的平面模型，根據(jù)剛心線與載荷的關系建立數(shù)學優(yōu)化模型，用一個直線方程來表示剛心線，
[0011]y = kx+b( I)
[0012]式中，k-直線斜率
[0013]b—直線截距
[0014]假設飛機有η種飛行狀態(tài)，飛機在第i種飛行狀態(tài)中，機翼受到氣動力合力為Fi,其作用位置為(Xi，Yi)，對剛心線的扭矩為Ti,則載荷對于剛心線的扭矩可用下式表示:
【權利要求】
1.一種機翼結構剛心線位置的設計方法，其特征在于，包括: 對飛機的飛行狀態(tài)進行分析，篩選出多于一種常見的飛行狀態(tài)； 計算在所述多于一種常見的飛行狀態(tài)下機翼受到的氣動載荷的合力及作用點； 根據(jù)機翼結構的外形參數(shù)和翼型參數(shù)建立機翼的平面模型； 根據(jù)剛心線與載荷的關系建立數(shù)學優(yōu)化模型，用一個直線方程來表示剛心線， y = kx+b 其中，k表示直線斜率，b表示直線截距； 按照以下公式確定載荷對于剛心線的扭矩:
【文檔編號】G06F17/50GK103761390SQ201410028218
【公開日】2014年4月30日 申請日期:2014年1月21日 優(yōu)先權日:2014年1月21日
【發(fā)明者】何景武, 袁寧寧, 趙嘉俊, 胡聰聰, 洪陽, 耿立超 申請人:北京航空航天大學