一种机翼结构设计方法
【技术领域】
[0001 ]本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种机翼结构设计方法。
【背景技术】
[0002] 传统结构设计方法主要是设计人员依靠自身经验进行初步判断，筛选出较适合的 方案，再进行初步布置、建模、细化等工作，通过对模型进行定量计算以及综合对比分析等 方法，最终确定出适合的结构方案。此方法缺点是:初步方案确定的准确与否完全取决于制 定方案人员的经验，缺少规范流程控制，不确定性大;在方案设计过程中需要投入大量人力 物力，时间周期较长，需要成本高。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供一种机翼结构设计方法，以解决或至少减轻【背景技术】中所存 在的至少一处的问题。
[0004] 本发明所采用的技术方案是:提供一种机翼结构设计方法，包含以下步骤:S1，根
，计算机翼载荷因子K;其中，Μ为机翼根部受力盒承受的弯矩，h为机翼 盒段外形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度;S2,根据S1中求出的K值，查结构形式最 小重量使用范围表和结构效率曲线，确定相对适合的机翼结构形式；S3,结合相关影响因 素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式;S4，根据S3中确定的最佳结构形式， 布置结构主传力构件；S5，根据S4中确定的主传力构件，建立三维模型及有限元模型，开展 定量计算分析。
[0005] 优选地，所述步骤S1的弯矩，其快速估算方法如下：S11，通过作图法，确定机翼的 压心位置；S12，计算机翼单位面积载荷：
计算机翼i剖面处的力流冲=比\?;314，计算机翼1+1剖面处的力流％+1 = 1^+1\?;515，计 算机翼i+Ι剖面处的合力：
；S16,计算机翼i+Ι剖面处的弯矩:M = Q X L;其中，f为安全系数;η为飞机过载;G·为飞机总重量;Qn麗?为机翼结构重量;由为 机翼装载燃油重量;为机翼装载设备重量;S m为飞机全机投影面积;Si/κ为飞机机翼 投影面积;L1+1为i剖面到i+Ι剖面的距离;Q为翼根剖面的合力;L为压心到翼根的距离。
[0006] 优选地，所述S2中相对合适的机翼结构形式包含2~3种结构形式。
[0007] 优选地，所述步骤S3中的相关影响因素包含总体布置、使用维护、运输要求、材料 要求和刚度要求。
[0008] 优选地，所述步骤S4中的结构主传力构件包括纵向构件和横向构件。
[0009] 优选地，所述横向构件的布置即翼肋间距的确定，其确定方法是根据结构稳定性 计算确定翼肋间距。
[0010] 本发明的有益效果:本发明的方法为结构方案设计提供一种完整的、准确的、简便 的设计方法。该方法的应用可以大大减少工作量，显著提高工作效率，缩短设计周期，降低 研制费用。
【附图说明】
[0011] 图1是本发明的机翼机构设计方法的流程图。
[0012]
[0013]
【具体实施方式】
[0014]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明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发明 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性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人 员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0015] 在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明保护 范围的限制。
[0016] 如图1所示，一种机翼结构设计方法，其特征在于，包含以下步骤：S1，根据公式
，计算机翼载荷因子K;其中，Μ为机翼根部受力盒承受的弯矩，h为机翼盒段外 形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度。
[0017] S2:根据S1中求出的K值，查结构形式最小重量使用范围表和结构效率曲线，确定 相对适合的机翼结构形式。其中，结构形式最小重量使用范围表如表1所示：
[0018]表1结构形式最小重量使用范围表
[0020] S3:结合相关影响因素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式。所述相 关影响因素包含总体布置、使用维护、运输要求、材料要求和刚度要求。
[0021 ] S4:根据S3中确定的最佳结构形式，布置结构主传力构件；S5:根据S4中确定的主 传力构件，建立三维模型及有限元模型，开展定量计算分析。
[0022] 步骤S1的弯矩的快速估算方法如下:S11，通过作图法，确定机翼的压心位置;S12， 计算机翼单位面积载荷
S13,计算机翼i剖面处 的力流冲=1^\?;514，计算机翼1+1剖面处的力流冲+1 = 1^+1\?;515，计算机翼1+1剖面处
;:S16,计算机翼i + Ι剖面处的弯矩:M = QXL;其中，f为安 全系数;η为飞机过载;G规为飞机总重量;为机翼结构重量;为机翼装载燃油重 量;Gf/Km为机翼装载设备重量;S m为飞机全机投影面积;Si/w为飞机机翼投影面积;1-+1为 i剖面到i+Ι剖面的距离;Q为翼根剖面的合力;L为压心到翼根的距离。
[0023] 所述S2中相对合适的机翼结构形式包含2~3种结构形式。
[0024] 所述步骤S4中的结构主传力构件包括纵向构件和横向构件。
[0025] 所述横向构件的布置即翼肋间距的确定，其确定方法是根据结构稳定性计算确定 翼肋间距。具体计算方法如下：
[0026] 1)计算加筋板的压损强度％ :
[0030] 3)计算加筋板的屈曲应力〇cr:〇cr=K()X〇cro;
[0033] 6)计算加筋板的许用破坏强度
[0036]其中，E为加筋板材料的弹性模量;〇cy为材料压缩屈服应力；v为泊松比；tw为筋条 厚度;ts为蒙皮厚度;bs为两筋条间蒙皮宽度;A为加筋板面积;Kc为纵向压缩屈曲系数;K〇为 扭转支持系数;L'为有效柱长，，e为端面支撑系数，L为翼肋间距;P为剖面回转半 径;f为安全系数。
[0037]最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽 管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然 可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替 换;而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精 神和范围。
【主权项】
1. 一种机翼结构设计方法，其特征在于，包含W下步骤： 51, 根据公式，计算机翼载荷因子K;其中，M为机翼根部受力盒承受的弯 矩，h为机翼盒段外形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度； 52, 根据Sl中求出的K值，查结构形式最小重量使用范围表和结构效率曲线，确定相对 适合的机翼结构形式； 53, 结合相关影响因素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式； 54, 根据S3中确定的最佳结构形式，布置结构主传力构件； 55, 根据S4中确定的主传力构件，建立=维模型及有限元模型，开展定量计算分析。2. 根据权利要求1所述的机翼结构设计方法，其特征在于:所述步骤Sl的弯矩，其快速 估算方法如下： S11，通过作图法，确定机翼的压屯、位置； S12,计算机翼单位面积载荷：Sl 3，计算机翼i剖面处的力流:Qi = bi X P; S14，计算机翼i+1剖面处的力流:qi+i = bi+i X P; 515, 计算机翼i+1剖面处的合力：516, 计算机翼i+1剖面处的弯矩:M=QXL 其中，f为安全系数巧为飞机过载;&封/I为飞机总重量;却驟能!为机翼结构重量;却W由为 机翼装载燃油重量;却闡嫌为机翼装载设备重量;S^Jl为飞机全机投影面积;为飞机机翼 投影面积;Lw为i剖面到i+1剖面的距离;Q为翼根剖面的合力;L为压屯、到翼根的距离。3. 根据权利要求1所述的机翼结构设计方法，其特征在于:所述S2中相对合适的机翼结 构形式包含2~3种结构形式。4. 根据权利要求1所述的机翼结构设计方法，其特征在于:所述步骤S3中的相关影响因 素包含总体布置、使用维护、运输要求、材料要求和刚度要求。5. 根据权利要求1所述的机翼结构设计方法，其特征在于:所述步骤S4中的结构主传力 构件包括纵向构件和横向构件。6. 根据权利要求5所述的机翼结构设计方法，其特征在于:所述横向构件的布置即翼肋 间距的确定，其确定方法是根据结构稳定性计算确定翼肋间距。
【专利摘要】本发明公开了一种机翼结构设计方法，涉及航空技术领域。所述机翼结构设计方法包含以下步骤：S1，根据公式计算机翼载荷因子K；其中，M为机翼根部受力盒承受的弯矩，h为机翼盒段外形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度；S2：根据S1中求出的K值，查结构形式最小重量使用范围表和结构效率曲线，确定相对适合的机翼结构形式；S3：结合相关影响因素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式；S4：根据S3中确定的最佳结构形式，布置结构主传力构件；S5：根据S4中确定的主传力构件，建立三维模型及有限元模型，开展定量计算分析。本发明的优点在于：该方法的应用大大减少了工作量，显著提高工作效率，缩短设计周期，降低研制费用。
【IPC分类】B64F5/00
【公开号】CN105501462
【申请号】CN201510835967
【发明人】许灯顺, 卢文书, 马元春, 李梦韬, 赵春燕, 周斌, 高洪涛, 李新, 纪学
【申请人】中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
【公开日】2016年4月20日
【申请日】2015年11月25日