一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法与流程

本发明涉及飞机结构强度设计技术领域，具体涉及一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法。

背景技术：

当前，国内外大型运输类飞机多采用高平尾、后掠翼布局，以提高舵面操纵效率；由于该布局平尾翼压心与垂尾翼压心相对靠后，导致尾翼传递给机身的集中载荷相对较高，形成所谓“大载荷、多接头、超静定”系统复杂连接区。复杂连接区结构受力严重、传力复杂，连接区铰接点载荷分配不理想将会直接影响飞行安全和使用寿命的关键环节。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。

某大型飞机研制初期，尾翼严重载荷工况下，暴露出机身与垂尾连接区铰点载荷分配不理想、单点集中载荷过高等技术难题，机体结构关键连接区强度设计面临极大困难。

本发明运用数学建模方法，探索出“俯仰工况”下影响尾翼连接区铰点载荷分配的重要因素，提出了各因素间的代数关系；确定了铰点载荷分配的理论解及最优解，为机体结构复杂连接区刚度匹配、强度设计奠定理论基础；最终攻克某大型飞机机身与垂尾连接区铰点载荷分配不理想之技术难题；同时，提高了机体结构强度设计效率、降低了研制风险。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法，包含以下步骤：

步骤一，根据飞机后机身尾翼连接区传力特点，创建基于尾翼平尾载荷下的数学计算模型；

步骤二，根据所述步骤一中建立的模型计算尾翼连接区铰点载荷分配理论解，确定连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距、连接铰点处总体刚度与连接铰点垂向载荷值的关系：

式中，ki表示机身与垂尾连接铰点处总体刚度，xi表示连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距，pz表示平尾总载,i＝j＝(1,2，...，n)。

优选的，所述基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法进一步包含步骤三：

设定各连接铰点处总体刚度ki均相等，则铰点载荷公式可简化为：

即线性函数：fj＝f(xj)＝axj+b，其中a、b均为常量，i＝j＝(1,2，...，n)，即为一条斜线，对应于平尾载荷下连接区铰点载荷分配最优解。

优选的，所述步骤一中建立模型时，采用弹簧元模拟后机身与垂尾连接铰点处的结构刚度。

优选的，根据所述步骤三中求取的最优线性函数，确定连接铰点距离压心位置的航向距离，进而得到该铰点处的载荷值。

本发明的有益效果在于：

本发明的基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法有效弥补了有限元分析方法对于结构参数“有限试凑、局部调整”的耗时、费力、局限等客观不足，同时避免了工程分析可能出现的疏漏；本发明运用数学建模方法，通过创建数学模型、构建方程，探索出影响连接区铰点载荷分配的重要因素，提出了各因素间的代数关系，同时快速高效的确定了连接区铰点载荷分配的理论解及最优解，本发明理论计算结果与全机有限元计算结果载荷分配趋势一致，且吻合性较好；本发明能够快速计算连接区载荷分配的最优解，并可作为尾翼连接区载荷分配优化设计目标值，供后续结构设计和优化调整参照使用。

附图说明

图1是本发明一实施例的基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法的流程图。

图2是图1所示实施例的数学计算模型简化示意图。

图3是图1所示实施例连接铰点载荷分配对比曲线图。

其中，图3中的x轴坐标值代表机身框间距，当需要调节铰点处的载荷值时，通过调节框间距和铰点连接处的刚度实现。

具体实施方式

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。

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。

如图1、图2、图3所示，一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法，包含以下步骤：

步骤一，根据飞机后机身尾翼连接区传力特点，创建基于尾翼平尾载荷下的数学计算模型；可以理解的是，所谓平尾载荷下的数学计算模型是指俯仰工况下的数学计算模型。

在本实施例中，所述步骤一中建立模型时，采用弹簧元模拟后机身与垂尾连接铰点处的结构刚度，其数学计算模型如图1所示。

步骤二，根据所述步骤一中建立的模型计算尾翼连接区铰点载荷分配理论解，确定连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距、连接铰点处总体刚度与连接铰点垂向载荷值的关系：

式中，ki表示机身与垂尾连接铰点处总体刚度，xi表示连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距，pz表示平尾总载,i＝j＝(1,2，...，n)。

具体的，以ki表示机身与垂尾连接铰点处总体刚度，xi表示连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距，pz表示平尾总载,i＝j＝(1,2，...，n)，ui表示连接铰点垂向位移，fi表示连接铰点垂向载荷值，同时，设定各连接铰点俯仰偏转角为α，即常数c＝tgα＝f(pz)，则可构建如下方程组：

首先将(4)式带入(3)式，可得：

由(1)、(2)、(5)组成矩阵方程组：

对矩阵方程组进行同解变换可得：

首先求出knc，再将其代入即可得尾翼连接区主铰点载荷分配理论解：

式中，ki表示机身与垂尾连接铰点处总体刚度，xi表示连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距，pz表示平尾总载,i＝j＝(1,2，...，n)。

由上式可知：针对尾翼“俯仰工况”，连接区铰点载荷分配的主要影响因素是平尾总载、压心，以及各铰点处框站位置、总体刚度(或刚度比)。

机身与垂尾连接铰点处的刚度分别用kf(i)、kv(i)表示，则总体刚度：

其中，垂尾连接区各连接铰点处机身刚度kf(i)可通过约束飞机重心处机身框截面求得，垂尾刚度kv(i)可通过约束平尾压心对应肋站位求得。

在本实施例中，所述基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法进一步包含步骤三：

设定各连接铰点处总体刚度ki均相等，则铰点载荷公式可简化为：

即线性函数：fj＝f(xj)＝axj+b，其中a、b均为常量，i＝j＝(1,2，...，n)，即为一条斜线，对应于平尾载荷下连接区铰点载荷分配最优解。

根据所述步骤三中求取的最优线性函数，确定连接铰点距离压心位置的航向距离，进而得到该铰点处的载荷值。

根据本发明的基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法，以某型飞机设计为例：首先，分别求出机身与垂尾连接铰点处的刚度kf(i)、kv(i)，将平尾总载pz、航向框间距xi输入，即可求得“俯仰工况”下连接区铰点载荷分配的理论解及最优解。以某型飞机急剧俯仰最严重载荷工况102697工况为例，应用本发明方法求得连接区铰点载荷分配的理论值及最优值，并与全机有限元计算结果进行对比，如图3所示。图示数据显示，本发明理论计算结果与全机有限元计算结果载荷分配趋势一致，且吻合性较好；本发明能够快速计算连接区载荷分配的最优解，作为连接区载荷分配优化设计目标值，供后续结构设计和优化调整参照使用。

本发明创建的基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法属于多接头超静定系统复杂连接区铰点载荷分配优化方法，有效弥补了有限元分析方法对于结构参数“有限试凑、局部调整”的耗时、费力、局限等客观不足，同时避免了工程分析可能出现的疏漏；本发明运用数学建模方法，通过创建数学模型、构建方程，探索出影响连接区铰点载荷分配的重要因素，并提出了各因素间的代数关系，同时快速高效的确定了连接区铰点载荷分配的理论解及最优解；本发明对于实现飞机结构优化设计具有重要的推动作用，对于提高飞机结构设计效率、降低研制风险等具有重要意义，并具有广阔应用前景及较高推广价值。

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。