【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及气动弹性领域，具体涉及一种机翼弯曲刚度分布计算方法。
技术介绍
机翼作为飞机关键部件之一，其刚度分布是影响机翼乃至全机气动弹性的最为关键的参数。在机翼翼面设计时，必须保证机翼翼面具有“足够”刚度。但在机翼概念设计的后期和初步设计阶段，机翼的结构布置尚不明确，无法采用传统的计算方法得到机翼的刚度分布。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术提供了一种适用于翼概念设计的后期和初步设计阶段时快速计算机翼弯曲刚度分布的方法，其主要包括以下步骤：S1、将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；S2、根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；S3、以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，所述机翼根部为机翼与机身的连接点；S4、计算机翼根部弯曲刚度；S5、根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。优选的是，在所述步骤S1中，将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布时，机翼升力沿展向分布f满足以下表达式 ...
【技术保护点】
一种机翼弯曲刚度分布计算方法，其特征在于，包括：S1、将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；S2、根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；S3、以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，所述机翼根部为机翼与机身的连接点；S4、计算机翼根部弯曲刚度；S5、根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。
【技术特征摘要】
1.一种机翼弯曲刚度分布计算方法，其特征在于，包括：S1、将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；S2、根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；S3、以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，所述机翼根部为机翼与机身的连接点；S4、计算机翼根部弯曲刚度；S5、根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。2.如权利要求1所述的机翼弯曲刚度分布计算方法，其特征在于：在所述步骤S1中，将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布时，机翼升力沿展向分布f满足以下表达式 f 2 f 0 2 + η 2 1 = 1 ⇒ f = f 0 1 - η 2 ]]>其中，f0为机翼根部处的升力，η为机翼站位，在所述机翼的根部处时，η为0，并向远离机翼根部的一端过渡至η为1，由全机平衡力可得 ∫ 0 1 f 0 1 - η 2 d η = πf 0 4 = n y G 2 ⇒ f 0 = 2 n y G π ]]>其中，ny为飞机过载系数，G为全机重量，因此，所述机翼升力沿展向分布f为 f ( η ) = 2 n y G π 1 - η 2 . ]]>3.如权利要求2所述的机翼弯曲刚度分布计算方法，其特征在于：在所述步骤S2中，包括计算无发动机状态下的机翼翼展上任一站位的弯矩以及计算有两台重量相同发动机状态下的机翼翼展上任一站位的弯矩，在无发动机状态下，机翼展向上任一站位η0的弯矩M(η0)为 M ( η 0 ) = ∫ η 0 1 2 n y G π ( η - η 0 ) d η ]]>有发动机状态下，分别测量两台发动机的安装轴线相对站位，其中，内发动机安装轴线的相对站位为η1，外发动机安装轴线的相对站位为η2，则机翼展向上任一站位η0的弯矩M(η0)为 M ( η 0 ) = ∫ η 0 1 2 n y G π 1 - η 2 ( η - η 0 ) d η ............................................... η ≥ η 2 ∫ η 0 1 2 n y G π 1 - η 2 ( η - η 0 ) d η - ( η 2 - η 0 ) G e n y ................ η 1 ≤ η ≤ η 2 ∫ η 0 1 2 n y G π 1 - ...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈海，黄国宁，曾宪昂，胡志勇，李俊杰，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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