一种受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法与流程

本技术属于平面双叉梁式等刚度机翼设计，具体涉及一种受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法。

背景技术：

1、相对于常规机翼布局，平面双叉梁式机翼可以更好适应飞机的装载、外形等特殊需求，但相对于传统的机翼翼盒结构，其载荷传递和变形更为复杂。

2、平面双叉梁式机翼包括前斜梁、后斜梁，前斜梁、后斜梁处在同一平面内，对于前斜梁、后斜梁刚度一样的机翼，称为等刚度机翼。

3、分析平面双叉梁式等刚度机翼受扭矩载荷时机翼的内力分布，对于其结构强度参数设计，以及飞机总体布局参数设计具有重要意义，对此，当前，多是通过有限元分析方法进行确定，耗时、费力，迭代计算周期长，难以满足机翼结构强度、飞机总体布局参数设计快速迭代的需求。

4、鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。

5、需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本技术的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。

技术实现思路

1、本技术的目的是提供一种受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

2、本技术的技术方案是：

3、一种受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法，包括：

4、步骤一、建立平面双叉梁式等刚度机翼受扭矩载荷分析模型：

5、设计前斜梁oa、后斜梁ob处于飞机水平面内，固结于o点，a点、b点位于飞机对称面内，a点、b点固支；

6、在飞机水平面内，建立oxy坐标系，其中，坐标原点处在o点；设计z轴垂直于飞机水平面，向上为正；x轴垂直于yz平面，指向右侧为正；y轴逆飞机航向为正；

7、在o点施加集中扭矩to，方向沿着x轴负方向，建立平面双叉梁式等刚度机翼受扭矩载荷分析模型，其中：

8、前斜梁oa的长度为l1；

9、后斜梁ob的长度为l2；

10、前斜梁oa与后斜梁ob的夹角为α；

11、前斜梁oa与x轴的夹角为β；

12、步骤二、建立前斜梁oa的分析模型：

13、将前斜梁oa和后斜梁ob在o点处分解，使前斜梁oa、后斜梁ob独立；

14、将oxy坐标系绕o点逆时针旋转β角，建立坐标系ox1y1，并使得前斜梁oa的梁轴线与ox1重合；

15、在o点对前斜梁oa施加剪力foa，垂直于ox1y1平面，指向面内为正，符合右手坐标系法则；施加弯矩moa，方向平行于y1，使得前斜梁oa向上弯曲为正；施加扭矩为toa，方向平行于x1，使得前斜梁oa逆时钟扭转为正，建立前斜梁oa的分析模型；

16、步骤三、建立后斜梁ob的分析模型：

17、将后斜梁ob在o点处固支约束；

18、将oxy坐标系绕o点逆时针旋转180°-α+β角，平移到b点，使得o点与b点重合，建立坐标系bx2y2，并使得后斜梁ob的梁轴线与bx2重合；

19、在b点对后斜梁ob施加剪力fb，垂直于bx2y2平面，指向面外为正，符合右手坐标系法则；施加弯矩mb，方向平行于y2，使得后斜梁ob向下弯曲为正；施加扭矩为tb，方向平行于x2，使得后斜梁ob逆时钟扭转为正，建立后斜梁ob的分析模型；

20、步骤四、计算前斜梁oa、后斜梁ob的弯曲刚度、扭转刚度：

21、建立垂直于ox1y1平面与ox1轴线的剖面，以该剖面切割前斜梁oa，获得前斜梁oa的剖面形状，计算前斜梁oa剖面相对oy1轴的弯曲惯性矩i0、相对于ox1轴的扭转惯性矩j0；

22、根据前斜梁oa的材料，得到前斜梁oa的弹性模量e0；

23、计算前斜梁oa的弯曲刚度e0i0＝e0×i0，扭转刚度g0j0＝g0×j0；

24、赋予后斜梁ob的弯曲刚度为e0i0，扭转刚度为g0j0；

25、步骤五、建立解除b点约束的平面双叉梁式等刚度机翼计算模型：

26、将平面双叉梁式等刚度机翼受扭矩载荷分析模型在b点处的固支约束取消；

27、在b点施加载荷fb、tb、mb，其中，fb为垂直于oxy平面的垂向剪力，沿z轴为正；tb为沿ob轴线的扭矩，由o点指向b点为正；mb为垂向于后斜梁ob剖面的扭矩，以b点向下弯曲为正，建立解除b点约束的平面双叉梁式等刚度机翼计算模型；

28、步骤六、计算b点位移：

29、基于解除b点约束的平面双叉梁式等刚度机翼计算模型，计算b点的垂向位移ωb：

30、

31、计算b点的扭转角φb：

32、

33、计算b点的弯曲角θb：

34、

35、步骤七、计算b点载荷：

36、令ωb＝0，θb＝0，联立求解得到：

37、

38、

39、

40、其中，

41、

42、

43、步骤八、计算a点载荷：

44、根据力平衡关系，计算a点在oxy坐标下的载荷：

45、剪力fa＝-fb；

46、弯矩ma＝(mb-fb l2)cos(α-β)-tb sin(α-β)+fbl1cosβ；

47、扭矩ta＝-(mb-fbl2)sin(α-β)-tbcos(α-β)+fbl1sinβ+to。

48、根据本技术的至少一个实施例，上述的受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法中，还包括：

49、步骤九、计算后斜梁ob任意点处的载荷：

50、在后斜梁ob上选取任意点，该点在bx2y2坐标系下的x2坐标为x2i，计算该点在bx2y2坐标系下的载荷：

51、剪力fobi＝-fb；

52、弯矩mobi＝-mb+fbx2i；

53、扭矩tobi＝tb。

54、根据本技术的至少一个实施例，上述的受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法中，还包括：

55、步骤十、计算前斜梁oa在端点o点处的载荷：

56、根据步骤九中公式及o点载荷to，前斜梁oa端点o在bx2y2坐标系下的载荷：

57、剪力fob＝-fb；

58、弯矩mob＝-mb+fbl2+to sin(α-β)；

59、扭矩tob＝tb-to cos(α-β)；

60、根据坐标转换，得到前斜梁oa端点o点处在ox1y1坐标系下的载荷：

61、剪力foa＝fob；

62、弯矩moa＝-mobcosα-tobsinα；

63、扭矩toa＝mobsinα-tobcosα。

64、根据本技术的至少一个实施例，上述的受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法中，还包括：

65、步骤十一、计算前斜梁oa任意点处的载荷：

66、在前斜梁oa上选取任意点，该点在ox1y1坐标系下的x1坐标为x1i，计算该点在ox1y1坐标系下的载荷：

67、剪力foai＝foa；

68、弯矩moai＝moa-foax1i；

69、扭矩toai＝toa。

70、本技术至少存在以下有益技术效果：

71、提供一种受扭矩载荷平面双叉梁式等刚度机翼载荷确定方法，给出平面双叉梁式等刚度机翼在扭矩载荷作用下机翼载荷的计算公式，可快速计算得到平面双叉梁式等刚度机翼在扭矩载荷作用下的机翼载荷，能够很好的满足机翼结构强度、飞机总体布局参数设计快速迭代的需求。