一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法技术

本发明专利技术涉及一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，其具体步骤为：1)构建坐标系；2)获得主盒段截面外圈和内圈特征点的坐标位置；3)计算主盒段截面外圈和内圈相邻特征点组成线段对应的材料减缩系数；4)特征点线段刚度特性计算；5)特征点线段刚度求和获得大展弦比机翼主盒段弯曲刚度。本发明专利技术给出了一种通过特征点坐标和材料信息求机翼主盒段弯曲刚度的方法，改变了以往通过微元面惯性矩求和的方法，提高了计算精度和效率。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞机结构力学领域，尤其涉及一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法。
技术介绍
机翼刚度计算在飞机设计中具有举足轻重的地位，它是颤振、静气弹专业的基础工作，准确地计算机翼刚度能够为飞机设计提供重要支持。以前工程上一般通过计算机翼主盒段截面结构微元面惯性矩求和的方法求得；这是一种近似方法，计算结果存在误差，且很难考量，进而会对飞机颤振计算、静气弹计算带来潜在的误差，另外这种方法要求输入数据包括结构微元面积，增加了计算工作量。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，用以解决上述问题。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案是：一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，预知机翼主盒段截面外形、刚心位置、截面主惯性轴方向、外形上内外圈上的特征点位置、以及结构材料弹性模量E，计算主盒段弯曲刚度E0I，其具体步骤如下：1.1、坐标系Oxy建立，令坐标原点O位于刚心位置，Ox轴沿主惯性轴向后，Oy轴垂直于Ox轴向上；1.2、机翼主盒段为单闭室薄壁结构，单闭室薄壁从几何上分为外圈和内圈，外圈和内圈都均分别视为由一系列相连接的线段组成，这些线段由特征点相连而成；按逆时针方向，外圈的特征点计为W1、W2、…、Wm，共m个点，其坐标为(xW1,yW1)、(xW2,yW2)、...、(xWm,yWm)，外圈线段可以表示为
其中i＝1，2，3，...，m，且当i＝m时，令m+1为1；按逆时针方向，内圈的特征点计为N1、N2、…、Nn，共n个点，其坐标为(xN1,yN1)、(xN2,yN2)、...、(xNn,yNn)，内圈线段可以表示为其中j＝1，2，3，...，n，且当j＝n时，令n+1为1；1.3、定义一个基准材料弹性模量E0；以逆时针方向为正，外圈线段正方向的结构材料弹性模量为EWi，内圈线段负方向的结构材料弹性模量为ENj，计算材料减缩系数：1.4、按逆时针方向，外圈线段对应的特征点线段刚度特性为内圈线段对应的特征点线段刚度特性为1.5、机翼主盒段弯曲刚度为即为所求值。本专利技术的一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法提高了主盒段弯曲刚度计算精度，减少了对输入数据的要求，容易用计算机程序实现，提高了工作效率。附图说明此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本专利技术的实施例，并与说明书一起用于解释本专利技术的原理。图1为本专利技术一实施例的机翼主盒段截面示意图；图2为本专利技术一实施例的理想机翼主盒段截面示意图。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。如图1所示为本专利技术的机翼主盒段截面示意图，图中坐标原点O位于刚心位置，Ox轴沿主惯性轴向后，Oy轴垂直于Ox轴向上；薄壁结构外圈特征点为为W1、W2、...、Wm，薄壁结构内圈特征点为N1、N2、...、Nn。如图2是理想机翼主盒段截面示意图，内外圈均有4个特征点，外圈宽1000mm，高400mm，薄壁厚度为2mm。为了验证本专利技术的大展弦比机翼主盒段弯曲刚度方法，这里给出一种形状规则对称的理想截面，如图2所示，且结构材料也均匀不变，其弹性模量E＝72000MPa，这种结构的弯曲刚度可以通过解析方法计算得到，这里也给出传统的微元面惯性矩求和法计算结果作为比较，选取微元面积为8mm4；计算
结果如表1所示，从结果可以看到，本专利技术方法的结果与解析法结果一致，而传统的微元面惯性矩求和法的则有一定误差，而这种误差还会随着截面形状的变化、材料的变化以及微元面积的选取变化而发生改变。表1截面弯曲刚度EIx单位：Nm2本专利技术的一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法提高了主盒段弯曲刚度计算精度，减少了对输入数据的要求，容易用计算机程序实现，提高了工作效率。以上所述，仅为本专利技术的最优具体实施方式，但本专利技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本专利技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本专利技术的保护范围之内。因此，本专利技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，其特征在于，预知机翼主盒段截面外形、刚心位置、截面主惯性轴方向、外形上内外圈上的特征点位置、以及结构材料弹性模量E，计算主盒段弯曲刚度E0I，其具体步骤如下：1.1、坐标系Oxy建立，令坐标原点O位于刚心位置，Ox轴沿主惯性轴向后，Oy轴垂直于Ox轴向上；1.2、机翼主盒段为单闭室薄壁结构，单闭室薄壁从几何上分为外圈和内圈，外圈和内圈都均分别视为由一系列相连接的线段组成，这些线段由特征点相连而成；按逆时针方向，外圈的特征点计为W1、W2、…、Wm，共m个点，其坐标为(xW1,yW1)、(xW2,yW2)、...、(xWm,yWm)，外圈线段可以表示为其中i＝1，2，3，...，m，且当i＝m时，令m+1为1；按逆时针方向，内圈的特征点计为N1、N2、…、Nn，共n个点，其坐标为(xN1,yN1)、(xN2,yN2)、...、(xNn,yNn)，内圈线段可以表示为其中j＝1，2，3，...，n，且当j＝n时，令n+1为1；1.3、定义一个基准材料弹性模量E0；以逆时针方向为正，外圈线段正方向的结构材料弹性模量为EWi，内圈线段负方向的结构材料弹性模量为ENj，计算材料减缩系数：1.4、按逆时针方向，外圈线段对应的特征点线段刚度特性为内圈线段对应的特征点线段刚度特性为1.5、机翼主盒段弯曲刚度为即为所求值。...

【技术特征摘要】
1.一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，其特征在于，预知机翼主盒段截面外形、刚心位置、截面主惯性轴方向、外形上内外圈上的特征点位置、以及结构材料弹性模量E，计算主盒段弯曲刚度E0I，其具体步骤如下：1.1、坐标系Oxy建立，令坐标原点O位于刚心位置，Ox轴沿主惯性轴向后，Oy轴垂直于Ox轴向上；1.2、机翼主盒段为单闭室薄壁结构，单闭室薄壁从几何上分为外圈和内圈，外圈和内圈都均分别视为由一系列相连接的线段组成，这些线段由特征点相连而成；按逆时针方向，外圈的特征点计为W1、W2、…、Wm，共m个点，其坐标为(xW1,yW1)、(xW2,yW2)、...、(xWm,yWm)，...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗务揆，黄国宁，马艳峰，党云卿，龚亮，
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