一种飞机翼面结构刚度计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞机刚度结构技术领域，尤其涉及一种飞机翼面结构刚度计算方法。
【背景技术】
[0002] 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。
[0003] 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。
【发明内容】
[0004] 本发明所解决的技术问题在于提供一种飞机翼面结构刚度计算方法，以解决上述
【背景技术】中的缺点。
[0005] 本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现： 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；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。
[0006] 有益效果：本发明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】
[0007] 图1为本发明的较佳实施例中翼面结构有限元分析模型示意图。
[0008] 图2为本发明的较佳实施例中的扭转刚度计算切面示意图。
[0009] 图3为本发明的较佳实施例中的刚心位置示意图。
【具体实施方式】
[0010] 为了使本发明实现的技术手段、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，进一步阐述本发明。
[0011] -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。
[0012] 以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术 人员应该了解，本发明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 发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明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发明范围内。本发明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. 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。2. 根据权利要求1所述的一种飞机翼面结构刚度计算方法，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其中：％ --切面I点位移，海--切面J点位移，_ --切面I点与J点的距离； 2) 刚心位置计算 切面刚心位置在结构剖面的挠度a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//，又因刚心位置必在I、J两点之 间，由此可求出刚心位置0 ; 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更，根据小变形假设，挠度曲线有下 面关系￥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：并对v(x)=似3 十cz+ti两次求导，得：v"(x) = 6似+2备:； 则结构切面弯曲刚度
【专利摘要】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。
【IPC分类】B64F5/00
【公开号】CN105109705
【申请号】CN201510464833
【发明人】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
【申请人】江西洪都航空工业集团有限责任公司
【公开日】2015年12月2日
【申请日】2015年8月3日