一种飞机翼面结构刚度计算方法技术

一种飞机翼面结构刚度计算方法，首先建立翼面结构有限元分析模型，模型应经静力试验修正且能真实模拟结构的刚度，并在有限元分析模型中约束根部切面，而后进行有限元分析，利用各个切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度，再通过扭转刚度计算公式确定切面刚心位置；在计算结构弯曲刚度时，采用小变形假设，拟合有限元分析得到各切面刚心处位移，从而得到结构弯曲刚度计算公式，以此快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置及弯曲刚度。以此快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置及弯曲刚度，并经过多型飞机实验验证，该算法原理正确、实施简便，能满足飞机设计要求。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞机刚度结构
，尤其涉及。
技术介绍
飞机结构设计不仅要满足强度要求，且要考虑刚度要求；而为了保证飞机具有设 计时所预期的气动性能，要求翼面结构需具有足够的总体刚度，例如距翼根一定距离处的 剖面扭转变形，不允许超过某限制角度，翼面挠度不应超过允许值。同时，对于局部刚度也 有同样要求，特别是高速飞机，机翼表面的凹凸变形将会严重影响飞机气动特性。提出刚度 要求并不意味着在任何情况下都是刚度越大越好，特别是局部刚度，有时恰恰相反，需要减 小结构刚度。 故在进行飞机翼面结构设计时，应将刚度指标作为约束条件之一，按多约束设计 方法设计结构。然而目前，飞机翼面结构刚度计算没有较为成熟并实用的方法，基本均采用 工程算法，根据结构形式和尺寸，计算结构的扭转刚度、刚心位置和弯曲刚度，但由于现代 飞机的翼面结构比较复杂，闭室较多且不规则，采用工程算法计算，不仅工作量较大，且结 构简化过程易产生较大的误差。
技术实现思路
本专利技术所解决的技术问题在于提供，以解决上述
技术介绍
中的缺点。 本专利技术所解决的技术问题采用以下技术方案来实现： ，首先建立翼面结构有限元分析模型，模型应经静力 试验修正且能真实模拟结构的刚度，并在有限元分析模型中约束根部切面，而后进行有限 元分析，利用各个切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度，再通过扭转刚度计算公式确定 切面刚心位置；在计算结构弯曲刚度时，采用小变形假设，拟合有限元分析得到各切面刚心 处位移，从而得到结构弯曲刚度计算公式，以此快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置 及弯曲刚度；具体步骤如下： 1)扭转刚度计算 在翼梢切面上施加一对大小相等、方向相反的集中力遽，以得到各切面的扭矩，再通过 有限元分析得到结构变形状态，而后利用各个切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度； ①分段计算各切面的扭转刚度，扭转变形的公式为： 其中：M--切面扭矩，裏--两切面之间的距离，dp--切面扭转刚度，濟--切 面扭转角； ②有限元分析模型中第n个切面的扭转角：则两切面间的扭转刚度为：其中：$ --切面I点位移，爾:一-切面J点位移，_--I点与J点间的距离； 2) 刚心位置计算 切面刚心位置在结构剖面的挠度:处，由扭转刚度计算求得剖面上各点的位移，得 到I、J两点的位移％和啞，已知I、J两点之间的距离i/，又因刚心位置必在I、J两点之 间，由此可求出刚心位置O; 3) 弯曲刚度计算 在有限元分析模型的翼梢切面刚心处加一集中力$，根据小变形假设，挠度曲线有下 面关系式从有限元分析结果中取出结构刚心线上各点的位移，拟合出三次(或三次以上）挠曲线 方程：V(X) = + +C-T+J; 并对v(x) = +md两次求导，得：V11(X) = 6似-+2办； 则结构切面弯曲刚度：按照上述步骤即可快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置及弯曲刚度。 有益效果：本专利技术通过建立翼面结构有限元分析模型并结合工程算法，利用各个 切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度，再通过扭转刚度计算公式确定切面刚心位置；在 计算结构弯曲刚度时采用小变形假设，拟合有限元分析得到各切面刚心处位移，从而得到 结构弯曲刚度计算公式，以此快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置及弯曲刚度，并经 过多型飞机实验验证，该算法原理正确、实施简便，能满足飞机设计要求。【附图说明】 图1为本专利技术的较佳实施例中翼面结构有限元分析模型示意图。 图2为本专利技术的较佳实施例中的扭转刚度计算切面示意图。 图3为本专利技术的较佳实施例中的刚心位置示意图。【具体实施方式】 为了使本专利技术实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结 合具体图示，进一步阐述本专利技术。 -种飞机翼面结构刚度计算方法，首先建立翼面结构有限元分析模型，模型应经 静力试验修正且能真实模拟结构的刚度，有限元分析模型参见图1所示，设置有7个肋切 面，在有限元分析模型中约束根部切面，其中前墙根部约束Y向位移U2=0,主梁根部约束X 向、Y向、Z向位移U1=U2=U3=0,后梁约束Y向、Z向位移U2=U3=0,进行有限元分析，利用各 个切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度，再通过扭转刚度计算公式确定切面刚心位置； 并在计算结构弯曲刚度时，采用小变形假设，拟合有限元分析得到各切面刚心处位移，从而 得到结构弯曲刚度计算公式，以此快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置及弯曲刚度； 具体步骤如下： 1) 扭转刚度计算 在翼梢切面上施加一对大小相等、方向相反的集中力F=1000 ON,以得到各切面的扭 矩，再通过有限元分析得到结构变形状态，而后利用各个切面的扭转变形，反推出结构的扭 转刚度，扭转刚度计算切面图，参见图2所示； ① 分段计算各切面的扭转刚度，扭转变形的公式为 其中：2；f切面扭矩，某:两切面之间的距尚，.GviV 切面扭转刚度，'興 切面扭转角； ② 有限元分析模型中第n个切面的扭转角： 则两切面间的扭转刚度为：其中屌一一切面I点位移，恥一一切面J点位移，渴一一切面I点与J点间距离； 2) 刚心位置计算 切面刚心位置在结构剖面的挠度SWd:处，由扭转刚度计算求得剖面上各点的位移，得 到I、J两点的位移%和啞，已知I、J两点之间的距离H，又因刚心位置必在I、J两点之 间，由此可求出刚心位置0,参见图3所示； 3) 弯曲刚度计算 在有限元分析模型的翼梢切面刚心处加一集中力尸，根据小变形假设，挠度曲线有下 面关系式从有限元分析结果中取出结构刚心线上各点的位移，拟合出三次(或三次以上）挠曲线方程：V(X)二 十； 并对v(X) = +cx+d两次求导，得：; 则结构切面弯曲刚度按照上述步骤即可快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置及弯曲刚度，并经过多 型飞机实验验证，该算法原理正确、实施简便，能满足飞机设计要求。 以上显示和描述了本专利技术的基本原理和主要特征和本专利技术的优点。本行业的技术 人员应该了解，本专利技术不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本 专利技术的原理，在不脱离本专利技术精神和范围的前提下，本专利技术还会有各种变化和改进，这些变 化和改进都落入要求保护的本专利技术范围内。本专利技术要求保护范围由所附的权利要求书及其 等效物界定。【主权项】1. ，其特征在于，首先建立翼面结构有限元分析模型， 模型应经静力试验修正且能真实模拟结构的刚度，并在有限元分析模型中约束根部切面， 而后进行有限元分析，利用各个切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度，再通过扭转刚度 计算公式确定切面刚心位置；在计算结构弯曲刚度时，采用小变形假设，拟合有限元分析得 到各切面刚心处位移，从而得到结构弯曲刚度计算公式，以此快速准确计算飞机翼面结构 刚度、刚心位置及弯曲刚度。2. 根据权利要求1所述的，其特征在于， 具体步骤如下： 1) 扭转刚度计算 在翼梢切面上施加一对大小相等、方向相反的集中力更:，以得到各切面的扭矩，再通过 有限元分析得到结构变形状态，而后利用各个切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度； ① 分段计算各切面的扭转刚度，扭转变形的公式为可得出：其中：ilf切面扭矩，遣 两切面之间的距尚，切面扭转刚度，_切面扭转角； ② 有限元分析模型中第n个切面的扭转角 则两切面间的扭转刚度为本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机翼面结构刚度计算方法，其特征在于，首先建立翼面结构有限元分析模型，模型应经静力试验修正且能真实模拟结构的刚度，并在有限元分析模型中约束根部切面，而后进行有限元分析，利用各个切面的扭转变形，反推出结构的扭转刚度，再通过扭转刚度计算公式确定切面刚心位置；在计算结构弯曲刚度时，采用小变形假设，拟合有限元分析得到各切面刚心处位移，从而得到结构弯曲刚度计算公式，以此快速准确计算飞机翼面结构刚度、刚心位置及弯曲刚度。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王震，王红飞，杜兴刚，朱翔，姜亚娟，王学强，徐丹，李朝光，吕万韬，韩长京，黄亚超，余凌晶，胡博海，
申请(专利权)人：江西洪都航空工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：江西;36