一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算方法，其具體步驟為：1)構(gòu)建坐標系；2)獲得主盒段截面外圈和內(nèi)圈特征點的坐標位置；3)計算主盒段截面外圈和內(nèi)圈相鄰特征點組成線段對應的材料減縮系數(shù)；4)特征點線段剛度特性計算；5)特征點線段剛度求和獲得大展弦比機翼主盒段彎曲剛度。本發(fā)明給出了一種通過特征點坐標和材料信息求機翼主盒段彎曲剛度的方法，改變了以往通過微元面慣性矩求和的方法，提高了計算精度和效率。
【專利說明】
-種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算方法
技術(shù)領域
[0001] 本發(fā)明屬于飛機結(jié)構(gòu)力學領域，尤其設及一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算 方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 機翼剛度計算在飛機設計中具有舉足輕重的地位，它是顫振、靜氣彈專業(yè)的基礎 工作，準確地計算機翼剛度能夠為飛機設計提供重要支持。
[0003] W前工程上一般通過計算機翼主盒段截面結(jié)構(gòu)微元面慣性矩求和的方法求得;運 是一種近似方法，計算結(jié)果存在誤差，且很難考量，進而會對飛機顫振計算、靜氣彈計算帶 來潛在的誤差，另外運種方法要求輸入數(shù)據(jù)包括結(jié)構(gòu)微元面積，增加了計算工作量。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的是提供一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算方法，用W解決上述 問題。
[0005] 為達到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是:一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度 計算方法，預知機翼主盒段截面外形、剛屯、位置、截面主慣性軸方向、外形上內(nèi)外圈上的特 征點位置、W及結(jié)構(gòu)材料彈性模量E，計算主盒段彎曲剛度EoI，其具體步驟如下：
[0006] 1. 1、坐標系0巧建立，令坐標原點0位于剛屯、位置，化軸沿主慣性軸向后，Oy軸垂直 于化軸向上；
[0007] 1.2、機翼主盒段為單閉室薄壁結(jié)構(gòu)，單閉室薄壁從幾何上分為外圈和內(nèi)圈，外圈 和內(nèi)圈都均分別視為由一系列相連接的線段組成，運些線段由特征點相連而成;按逆時針 方向，外圈的特征點計為胖1、胖2、。'、胖"1，共111個點，其坐標為（圳1，7?1)、（圳2,7￥2)、...、（圳111， ywm)，外圈線段可W表示為W所一，其中i = l，2,3，...，m，且當i=m時，令m+1為1;按逆時針 方向，內(nèi)圈的特征點計為Ni、N2、…、Nn,共n個點，其坐標為（XN1，yNl)、（XN2，yN2)、. . .、（XNn, y化），內(nèi)圈線段可W表示為，其中j = l，2,3,...，n，且當j=n時，令n+1為I;
[000引1.3、定義一個基準材料彈性模量Eo; W逆時針方向為正，外圈線段巧^正方向 的結(jié)構(gòu)材料彈性模量為Ewi，內(nèi)圈線段iVy^.+i負方向的結(jié)構(gòu)材料彈性模量為Ew，計算材料 減縮系數(shù)：
[0009]
[0010]
[0011] 1.4、按逆時針方向，外圈線段巧^對應的特征點線段剛度特性為
[0012]
[0013]
[0014]
[0015]
[0016]
[0017]即為所求值。
[0018] 本發(fā)明的一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算方法提高了主盒段彎曲剛度計 算精度，減少了對輸入數(shù)據(jù)的要求，容易用計算機程序?qū)崿F(xiàn)，提高了工作效率。
【附圖說明】
[0019] 此處的附圖被并入說明書中并構(gòu)成本說明書的一部分，示出了符合本發(fā)明的實施 例，并與說明書一起用于解釋本發(fā)明的原理。
[0020] 圖1為本發(fā)明一實施例的機翼主盒段截面示意圖；
[0021] 圖2為本發(fā)明一實施例的理想機翼主盒段截面示意圖。
【具體實施方式】
[0022] 為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中 的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例型的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造型勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下 面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。
[0023] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中屯、"、"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系為基于附圖所 示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，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、W特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護 范圍的限制。
[0024] 如圖1所示為本發(fā)明的機翼主盒段截面示意圖，圖中坐標原點0位于剛屯、位置，Ox 軸沿主慣性軸向后，Oy軸垂直于化軸向上;薄壁結(jié)構(gòu)外圈特征點為為Wi、W2.....Wm，薄壁結(jié) 構(gòu)內(nèi)圈特征點為化、化.....Nn。
[0025] 如圖2是理想機翼主盒段截面示意圖，內(nèi)外圈均有4個特征點，外圈寬1000mm，高 400mm，薄壁厚度為2mm。
[00%]為了驗證本發(fā)明的大展弦比機翼主盒段彎曲剛度方法，運里給出一種形狀規(guī)則對 稱的理想截面，如圖2所示，且結(jié)構(gòu)材料也均勻不變，其彈性模量E = 72000MPa，運種結(jié)構(gòu)的 彎曲剛度可W通過解析方法計算得到，運里也給出傳統(tǒng)的微元面慣性矩求和法計算結(jié)果作 為比較，選取微元面積為8mm4;計算結(jié)果如表1所示，從結(jié)果可W看到，本發(fā)明方法的結(jié)果與 解析法結(jié)果一致，而傳統(tǒng)的微元面慣性矩求和法的則有一定誤差，而運種誤差還會隨著截 面形狀的變化、材料的變化W及微元面積的選取變化而發(fā)生改變。
[0027] 表1截面彎曲剛度EIx單化Nm2
[002引
[0029] 本發(fā)明的一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算方法提高了主盒段彎曲剛度計 算精度，減少了對輸入數(shù)據(jù)的要求，容易用計算機程序?qū)崿F(xiàn)，提高了工作效率。
[0030] W上所述，僅為本發(fā)明的最優(yōu)【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此， 任何熟悉本技術(shù)領域的技術(shù)人員在本發(fā)明掲露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換， 都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護范圍應W所述權(quán)利要求的保護范 圍為準。
【主權(quán)項】
1. 一種大展弦比機翼主盒段彎曲剛度計算方法，其特征在于，預知機翼主盒段截面外 形、剛心位置、截面主慣性軸方向、外形上內(nèi)外圈上的特征點位置、以及結(jié)構(gòu)材料彈性模量 E，計算主盒段彎曲剛度EoI，其具體步驟如下： 1.1、 坐標系Oxy建立，令坐標原點O位于剛心位置，Ox軸沿主慣性軸向后，Oy軸垂直于Ox 軸向上； 1.2、 機翼主盒段為單閉室薄壁結(jié)構(gòu)，單閉室薄壁從幾何上分為外圈和內(nèi)圈，外圈和內(nèi) 圈都均分別視為由一系列相連接的線段組成，這些線段由特征點相連而成;按逆時針方向， 外圈的特征點計為 Wi、W2、'"、WmAn^AA*#S(xwi，ywi)、（xw2，yw2)、...、（xwm，ywm)Jt^ 線段可以表示為抒^，其中i = l，2,3，...，m，且當i=m時，令m+1為1;按逆時針方向，內(nèi)圈 的特征點計為Ni、N2、···、Nn，共η個點，其坐標為(XNlJNl)、（XN2，yN2)、. . .、（XNn，yNn)，內(nèi)圈線段 可以表示為，其中j = l，2,3, · · ·，n，且當j=n時，令n+1為1; 1.3、 定義一個基準材料彈性模量Eo;以逆時針方向為正，外圈線段胃胃^正方向的結(jié)構(gòu) 材料彈性模量為Ew1，內(nèi)圈線段負方向的結(jié)構(gòu)材料彈性模量為ENj，計算材料減縮系 數(shù)：1.4、 按逆時針方向，外圈線段^；對應的特征點線段剛度特性為即為所求值。
【文檔編號】G06F17/50GK106021779SQ201610374301
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月31日
【發(fā)明人】羅務揆, 黃國寧, 馬艷峰, 黨云卿, 龔亮
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設計研究所