一种机翼撑杆剖面设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞机机翼撑杆强度设计，具体涉及一种机翼撑杆剖面设计方法。
【背景技术】
[0002] 对于采用斜撑杆式机翼的飞机，撑杆的设计至关重要，通常涉及空气动力学和结 构强度两个学科；在初期研制过程中，需要综合考虑撑杆的外形、刚度、强度以及重量；一 般设计流程是先初步给出一个撑杆剖面，然后计算其气动特性并进行修形，之后计算撑杆 的刚度和强度，若刚度和强度不满足设计要求则需要对撑杆剖面参数进行更改，然后再计 算其气动特性，进行新一轮的迭代，整个设计过程需要迭代多次，且每次撑杆剖面的参数的 调整缺乏直接的理论指导，需要试凑多次才能达到设计要求，使得研制周期长。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供一种机翼撑杆剖面设计方法，以解决目前的撑杆剖面设计方 法导致撑杆研制周期长的问题。
[0004] 本发明的技术方案是：
[0005] -种机翼撑杆剖面设计方法，包括如下步骤：
[0006] 步骤一、建立平面直角坐标系，坐标原点位于初始撑杆剖面的前缘点，X轴由所述 前缘点指向所述初始撑杆剖面的后缘点；
[0007] 步骤二、将所述初始撑杆剖面进行离散化，分为若干个单元，得到每个单元中心线 的端点坐标（Xi,y);
[0008]步骤三、计算所述每个单元的面积Ai (Xi,y)和相对于X轴的惯性矩Ixi (Xi,yj，再 累加后得到整个所述初始撑杆剖面的面积A(Xi，yi)和惯性矩Ix(Xi，yi);
[0009] 步骤四、判断所述面积A(Xi,yi)是否在最小面积Aniin与最大面积A_之间，同时判 断所述惯性矩Ix (Xi，Yi)是否大于最小惯性矩Imin;
[0010] 步骤五、若所述面积A(Xi,yi)在最小面积Aniin与最大面积Aniax之间，且所述惯性矩 Ix(Xi^i)大于所述最小惯性矩Imin，则所述初始撑杆剖面满足强度设计要求；否则，进行步 骤六；
[0011] 步骤六、通过一组预定缩放系数m、n，采用缩放变换对步骤二中所述每个单元中心 线的端点坐标（Xi，yi)进行缩放，得到缩放后的坐标OiD^nyi)，并计算得到缩放后的剖面面 积AOiixi,Iiyi)和惯性矩IxOiixi,Iiyi);
[0012] 步骤七、判断所述面积AOiixi,Iiyi)是否在最小面积Amin与最大面积Amax之间，同时 判断所述惯性矩Ix (mXi，nyi)是否大于所述最小惯性矩Imin;若是，则经过缩放变换的撑杆 剖面满足强度设计要求，再通过对所述每个单元缩放后的坐标OiD^nyi)进行曲线拟合，得 到待设计撑杆的剖面；否则，重复步骤六到步骤七。
[0013] 可选地，所述初始撑杆剖面为等壁厚的空心薄壁管状结构。
[0014] 可选地，在所述步骤三中，根据如下公式（1)、（2)分别计算得到每个单元的面积 Ai (Xi,Yi)和相对于X轴的惯性矩Ixi (Xi,y):
[0015]Ai=be(1)；
[0017] 其中，a为所计算单元斜边的高度，a=c/ctga;
[0018]b为所计算单元垂边的高度，b=t/cosa;
[0019]c为所计算单元的宽度，c=Xw-Xi;
[0021]t为撑杆剖面的壁厚。
[0022]可选地，在所述步骤四中，Amin=Ft/ 〇b、Amax=Mmax/(PL)、Imin=FCL2/ 〇 2E);
[0023] 其中，Ft为撑杆设计时受到的最大拉伸载荷，〇b为撑杆材料的拉伸破坏强度，Mmax 为撑杆的重量指标上限，P为撑杆材料的密度，L为撑杆的长度，F。为撑杆受到的最大压缩 载荷，E为撑杆材料的弹性模量。
[0024] 本发明的有益效果：
[0025] 本发明的机翼撑杆剖面设计方法中，根据初始给出的撑杆剖面，以设计要求的剖 面面积、惯性矩或剖面的最大高度为约束条件，通过相似变换方法，能快速得到新的撑杆剖 面，缩短了研制周期。
【附图说明】
[0026] 图1是本发明机翼撑杆剖面设计方法的流程图；
[0027] 图2是本发明机翼撑杆剖面示意图；
[0028] 图3是图2中I部分放大示意图。
【具体实施方式】
[0029] 这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及 附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0030] 如图1至图3所示，本发明提供的一种机翼撑杆剖面设计方法，包括如下步骤：
[0031] 步骤一、建立平面直角坐标系，坐标原点位于初始撑杆剖面的前缘点，X轴由前缘 点指向初始撑杆剖面的后缘点。
[0032] 步骤二、将初始撑杆剖面进行离散化，分为若干个单元，得到每个单元中心线的端 点坐标（Xi，Yi)，其中，初始撑杆剖面为等壁厚的空心薄壁管状结构。
[0033]步骤三、计算每个单元的面积Ai (Xi,y)和相对于X轴的惯性矩Ixi (Xi,yj，再累加 后得到整个初始撑杆剖面的面积A(Xi，7i)和惯性矩Ix (Xi，7i)。
[0034] 其中，根据如下公式（1)、（2)分别计算得到每个单元的面积化〇^， 71)和相对于X 轴的惯性矩Ixi(Xi^i):
[0035]Ai=be(1)；
[0037] 其中，a为所计算单元斜边的高度，a=c/ctga;b为所计算单元垂边的高度， b=t/cosa;c为所计算单元的宽度，c=xi+1_xi;a为所计算单元斜边与X轴的夹角，
[0038] 步骤四、判断面积A(Xi,yi)是否在最小面积八^与最大面积Aniax之间，同时判断惯 性矩IxUi,yi)是否大于最小惯性矩1_。
[0039] 其中，Amin=Ft/〇b，Ft为撑杆设计时受到的最大拉伸载荷，〇 b为撑杆材料的拉伸 破坏强度；
[0040]Amax=Mmay(PL)，Mmax为撑杆的重量指标上限，P为撑杆材料的密度，L为撑杆的 长度；
[0041]Imin=F山7( 2E)，F。为撑杆受到的最大压缩载荷，E为撑杆材料的弹性模量。
[0042] 步骤五、若面积A(Xi,yi)在最小面积Aniin与最大面积A_之间，且惯性矩Ix (Xi, yi) 大于最小惯性矩Imin，则初始撑杆剖面满足强度设计要求；否则，进行步骤六。
[0043] 步骤六、通过一组预定缩放系数m、n，采用相似变换方法中的缩放变换，对步骤二 中每个单元中心线的端点坐标（Xpyi)进行缩放，得到缩放后的坐标Oiixi,Iiyi)，并计算得到 缩放后的剖面面积AOiixi,Iiyi)和惯性矩IxOiixi,Iiyi)。
[0044] 步骤七、判断面积AOiixi,Iiyi)是否在最小面积Amin与最大面积Amax之间，同时判断 惯性矩Ix(HiXpnyi)是否大于最小惯性矩1_。
[0045] 若面积AOiixi,Iiyi)在最小面积Aniin与最大面积A_之间，且惯性矩]、（mmy)大 于最小惯性矩Imin，则经过缩放变换的撑杆剖面满足强度设计要求，再通过对每个单元缩放 后的坐标OiD^nyi)进行曲线拟合，得到待设计撑杆的剖面；否则，重复步骤六到步骤七。
[0046] 本发明的机翼撑杆剖面设计方法中，根据初始给出的撑杆剖面，以设计要求的剖 面面积、惯性矩或剖面的最大高度为约束条件，通过相似变换方法，能快速得到新的撑杆剖 面，缩短了研制周期。
[0047] 以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何 熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应 涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为 准。
【主权项】
1. 一种机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤一、建立平面直角坐标系，坐标原点位于初始撑杆剖面的前缘点，X轴由所述前缘 点指向所述初始撑杆剖面的后缘点； 步骤二、将所述初始撑杆剖面进行离散化，分为若干个单元，得到每个单元中心线的端 点坐标（Xi，y); 步骤三、计算所述每个单元的面积A(Xi，yi)和相对于X轴的惯性矩Ixi (Xi，yi)，再累加 后得到整个所述初始撑杆剖面的面积A(Xi，yi)和惯性矩Ix(Xi，yi); 步骤四、判断所述面积A(Xi,yj是否在最小面积Amin与最大面积Amax之间，同时判断所 述惯性矩Ix(Xi，yi)是否大于最小惯性矩1_; 步骤五、若所述面积A(Xi，yi)在最小面积与最大面积A_之间，且所述惯性矩 大于所述最小惯性矩Imin，则所述初始撑杆剖面满足强度设计要求；否则，进行步 骤六； 步骤六、通过一组预定缩放系数m、n，采用缩放变换对步骤二中所述每个单元中心线的 端点坐标（Xi，yi)进行缩放，得到缩放后的坐标（mXi，nyi)，并计算得到缩放后的剖面面积 A(mXi,ny)和惯性矩Ix (mXi,ny); 步骤七、判断所述面积A(mXi,nyj是否在最小面积Amin与最大面积Amax之间，同时判断 所述惯性矩Ix(mXi，nyi)是否大于所述最小惯性矩Imin;若是，则经过缩放变换的撑杆剖面 满足强度设计要求，再通过对所述每个单元缩放后的坐标（mXi，nyi)进行曲线拟合，得到待 设计撑杆的剖面；否则，重复步骤六到步骤七。2. 根据权利要求1所述的机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，所述初始撑杆剖面为 等壁厚的空心薄壁管状结构。3. 根据权利要求1或2所述的机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，在所述步骤三中， 根据如下公式（1)、（2)分别计算得到每个单元的面积化〇^， 71)和相对于X轴的惯性矩 Ixi(Xi，Yi)： Aj=be(1)；其中，a为所计算单元斜边的高度，a=c/ctga;b为所计算单元垂边的高度，b=t/cosa; c为所计算单元的宽度，c=xi+1_xi; a为所计算单元斜边与X轴的夹角，t为撑杆剖面的壁厚。4. 根据权利要求4所述的机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，在所述步骤四中，Amin =Ft/ 〇b、Amax=Mmax/ (pL)、Imin=FCL2/ (it2E); 其中，Ft为撑杆设计时受到的最大拉伸载荷，〇b为撑杆材料的拉伸破坏强度，M_为撑 杆的重量指标上限，P为撑杆材料的密度，L为撑杆的长度，F。为撑杆受到的最大压缩载荷， E为撑杆材料的弹性模量。
【专利摘要】本发明涉及飞机机翼撑杆强度设计，具体涉及一种机翼撑杆剖面设计方法，以解决目前的撑杆剖面设计方法导致撑杆研制周期长的问题。本发明的机翼撑杆剖面设计方法中，根据初始给出的撑杆剖面，以设计要求的剖面面积、惯性矩或剖面的最大高度为约束条件，通过相似变换方法，能快速得到新的撑杆剖面，缩短了研制周期。
【IPC分类】B64F5/00, B64C1/26
【公开号】CN104986353
【申请号】CN201510349937
【发明人】任善, 党军辉, 万亚锋
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年10月21日
【申请日】2015年6月23日