一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，設(shè)及一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn) 剛度的計算方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 新研飛機處于方案設(shè)計階段時，在外形尺寸確定的情況下，下一步進行結(jié)構(gòu)設(shè)計。 但機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計需要有扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)來指導(dǎo)設(shè)計，之前的做法是參考同類型現(xiàn)役飛機的機 翼設(shè)計，根據(jù)經(jīng)驗確定首輪相關(guān)結(jié)構(gòu)參數(shù)。該種方法有如下缺點；第一，確定首輪結(jié)構(gòu)參數(shù) 需要設(shè)計人員的經(jīng)驗，憑經(jīng)驗給出的尺寸數(shù)據(jù)往往誤差較大，甚至?xí)霈F(xiàn)無法生產(chǎn)或裝配 的情況；第二，需要進行多輪次的迭代，時間長，效率低，嚴(yán)重影響飛機設(shè)計周期。因此確定 飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度是縮短飛機設(shè)計的有效方法?，F(xiàn)階段亟需解決的技術(shù)難題是如何設(shè)計出 一種設(shè)計方法，可W不借助工作人員的經(jīng)驗、耗費時間少、效率高，縮短飛機設(shè)計周期。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的在于解決上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提供一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn) 剛度的計算方法。
[0004] 本發(fā)明的目的通過如下技術(shù)方案實現(xiàn)；一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方 法，包括如下步驟：
[0005] S1 ;收集整理現(xiàn)役類似飛機機翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)；
[0006] S2 ;根據(jù)收集的現(xiàn)役類似飛機機翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)計算現(xiàn)役類似飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度；
[0007] S3 ;通過對S2中所得的現(xiàn)役類似飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)進行正則化處理，得到相 對位置與相對扭轉(zhuǎn)剛度的關(guān)系曲線并進行擬合，獲得現(xiàn)役類似飛機的相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線及 扭轉(zhuǎn)剛度關(guān)系式；
[0008] S4 ;將新研飛機機翼的基本參數(shù)帶入S3中相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線關(guān)系式，計算得出新 研飛機機翼的扭轉(zhuǎn)剛度。
[0009] 上述方案中優(yōu)選的是，S1中選取現(xiàn)役類似飛機的依據(jù)為與新研飛機的發(fā)動機布 置、機翼布局等參數(shù)類似，選取其中幾種現(xiàn)役類似飛機作為參考機型。
[0010] 上述任一方案中優(yōu)選的是，S2中W各飛機半翼展為基準(zhǔn)，將肋站位折算為相對站 位，計算現(xiàn)役類似飛機的扭轉(zhuǎn)剛度。
[0011] 上述任一方案中優(yōu)選的是，S3中將數(shù)據(jù)進行正則化是W現(xiàn)役類似飛機機翼的扭轉(zhuǎn) 剛度數(shù)據(jù)按各自相對站位0. 1處的機翼扭轉(zhuǎn)剛度為1進行正則化處理并繪制現(xiàn)役類似飛機 的機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線。
[0012] 上述任一方案中優(yōu)選的是，將選取的類似現(xiàn)役飛機的機翼相對彎曲曲線進行擬合 處理，得到新研飛機的機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線及關(guān)系式。
[0013] 上述任一方案中優(yōu)選的是，根據(jù)S3中所得相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線及扭轉(zhuǎn)剛度關(guān)系式 計算新研飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度，選取與新研飛機最大起飛重量、翼展相當(dāng)?shù)娘w機的端部 剖面扭轉(zhuǎn)剛度作為新研飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度，計算得到新研飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度。
[0014] 本發(fā)明所提供的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法的有益效果在于，與現(xiàn)有 方法相比較，本發(fā)明通過收集現(xiàn)役大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)其中規(guī)律，給出新 研飛機的機翼扭轉(zhuǎn)剛度，避免W前采用經(jīng)驗給出機翼扭轉(zhuǎn)剛度的方法，提高數(shù)據(jù)的精度，縮 短了設(shè)計周期。
【附圖說明】
[0015] 圖1是按照本發(fā)明的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法的流程示意圖；
[0016] 圖2是按照本發(fā)明的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法的優(yōu)選實施例的 XXI，XX2和XX3型飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線；
[0017] 圖3是按照本發(fā)明的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法的圖1所示實施例的 取XX2型飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度作為新研飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度，半翼展為25米，計 算得到新研飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線；
[0018] 圖4是按照本發(fā)明的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法的圖1所示實施例的 取XX2型飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度作為新研飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度，半翼展為25米，計 算得到新研飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度曲線。
【具體實施方式】
[0019] 為了更好地理解按照本發(fā)明方案的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，下面 結(jié)合附圖對本發(fā)明的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法的一優(yōu)選實施例作進一步闡 述說明。
[0020] 結(jié)合圖1-3,本發(fā)明提供的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法包括如下步 驟：
[0021] S1 ;整理收集現(xiàn)役類似飛機機翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)；
[0022] S2 ;根據(jù)收集的現(xiàn)役類似飛機機翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)計算現(xiàn)役類似飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度； [002引S3 ;通過對S2中所得的現(xiàn)役類似飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)進行正則化處理，得到相 對位置與相對扭轉(zhuǎn)剛度的關(guān)系曲線并進行擬合，獲得現(xiàn)役類似飛機的相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線及 扭轉(zhuǎn)剛度關(guān)系式；
[0024]S4 ;將新研飛機機翼的基本參數(shù)帶入S3中相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線關(guān)系式，計算得出新 研飛機機翼的扭轉(zhuǎn)剛度。
[00巧]S1中選取現(xiàn)役類似飛機的依據(jù)為與新研飛機的發(fā)動機布置、機翼布局等參數(shù)類 似，選取其中幾種現(xiàn)役類似飛機作為參考機型。S2中W各飛機半翼展為基準(zhǔn)，將肋站位折算 為相對站位，計算現(xiàn)役類似飛機的扭轉(zhuǎn)剛度。S3中將數(shù)據(jù)進行正則化是W現(xiàn)役類似飛機機 翼的扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)按各自相對站位0. 1處的機翼扭轉(zhuǎn)剛度為1進行正則化處理并繪制現(xiàn)役 類似飛機的機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線。將選取的類似現(xiàn)役飛機的機翼相對彎曲曲線進行擬合 處理，得到新研飛機的機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線及關(guān)系式。根據(jù)S3中所得相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線 及扭轉(zhuǎn)剛度關(guān)系式計算新研飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度，選取與新研飛機最大起飛重量、翼展 相當(dāng)?shù)娘w機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度作為新研飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度，計算得到新研飛機機 翼扭轉(zhuǎn)剛度。
[0026] 在具體的使用過程中，根據(jù)新研飛機的發(fā)動機布置，機翼布局等參數(shù)，選取類似現(xiàn) 役飛機。通過對比分析選擇XXI，XX2和XX3型飛機，W各飛機半翼展為基準(zhǔn)將肋站位折算 為相對站位，計算其扭轉(zhuǎn)剛度，見下表1，扭轉(zhuǎn)剛度的單位為；牛?米2;
[0027]表1
[0028]
[0029] 將參考飛機機翼的扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)按各自相對站位0. 1處的機翼扭轉(zhuǎn)剛度為1進行 了正則化處理，處理結(jié)果見下表2 ;
[0030]表 2
[0031]
[0032]
[003引根據(jù)上表中的數(shù)據(jù)繪制如圖1所示的XXI，XX2和XX3型飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲 線。根據(jù)XXI，XX2和XX3型飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線擬合新研飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲 線，擬合曲線方程如下；x為相對站位，y為相對扭轉(zhuǎn)剛度 [0034]Y= -1. 2039X4+0. 451 細(xì)3+3. 7632X2-4. 4383X+1. 4188
[00巧]通過上述擬合曲線方程計算新研飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度。在此基礎(chǔ)上，取與新研 飛機最大起飛重量，翼展相當(dāng)?shù)腦X2型飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度化.84E+06N'm2)作為新研 飛機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度，半翼展為25米，計算得到新研飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度，扭轉(zhuǎn)剛度的 單位為：牛?米 2。新研飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度與新研飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)如表3所示。
[0036] 表 3
[0037]
[0038]
[OOsS_根據(jù)表!3中所提供的新研飛機機翼轉(zhuǎn)剛度與相)i村丑轉(zhuǎn)剛度的數(shù)據(jù)繪制得出圖2 與圖3。
[0040] W上結(jié)合本發(fā)明的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法具體實施例做了詳細(xì) 描述，但并非是對本發(fā)明的限制，凡是依據(jù)本發(fā)明的技術(shù)實質(zhì)對W上實施例所做的任何簡 單修改均屬于本發(fā)明的技術(shù)范圍，還需要說明的是，按照本發(fā)明的大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn) 剛度的計算方法技術(shù)方案的范疇包括上述各部分之間的任意組合。
【主權(quán)項】
1. 一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，其特征在于，包括如下步驟： 51 :收集整理現(xiàn)役類似飛機機翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)； 52 :根據(jù)收集的現(xiàn)役類似飛機機翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)計算現(xiàn)役類似飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度； 53 :通過對S2中所得的現(xiàn)役類似飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)進行正則化處理，得到相對位 置與相對扭轉(zhuǎn)剛度的關(guān)系曲線并進行擬合，獲得現(xiàn)役類似飛機的相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線及扭轉(zhuǎn) 剛度關(guān)系式； 54 :將新研飛機機翼的基本參數(shù)帶入S3中相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線關(guān)系式，計算得出新研飛 機機翼的扭轉(zhuǎn)剛度。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，其特征在于， Sl中選取現(xiàn)役類似飛機的依據(jù)為與新研飛機的發(fā)動機布置、機翼布局等參數(shù)類似，選取其 中幾種現(xiàn)役類似飛機作為參考機型。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，其特征在于， S2中以各飛機半翼展為基準(zhǔn)，將肋站位折算為相對站位，計算現(xiàn)役類似飛機的扭轉(zhuǎn)剛度。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，其特征在于， S3中將數(shù)據(jù)進行正則化是以現(xiàn)役類似飛機機翼的扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)按各自相對站位0. 1處的 機翼扭轉(zhuǎn)剛度為1進行正則化處理并繪制現(xiàn)役類似飛機的機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線。5. 根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，其特征在 于，將選取的類似現(xiàn)役飛機的機翼相對彎曲曲線進行擬合處理，得到新研飛機的機翼相對 扭轉(zhuǎn)剛度曲線及關(guān)系式。6.根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，其特征在 于，根據(jù)S3中所得相對扭轉(zhuǎn)剛度曲線及扭轉(zhuǎn)剛度關(guān)系式計算新研飛機機翼相對扭轉(zhuǎn)剛度， 選取與新研飛機最大起飛重量、翼展相當(dāng)?shù)娘w機的端部剖面扭轉(zhuǎn)剛度作為新研飛機的端部 剖面扭轉(zhuǎn)剛度，計算得到新研飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度。
【專利摘要】一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法，屬于航空結(jié)構(gòu)力學(xué)領(lǐng)域，特別是涉及到一種大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度的計算方法。與現(xiàn)有方法相比較，本發(fā)明通過收集現(xiàn)役類似大展弦比飛機機翼扭轉(zhuǎn)剛度數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)其中規(guī)律，給出新研飛機的機翼扭轉(zhuǎn)剛度，避免以前采用經(jīng)驗給出機翼扭轉(zhuǎn)剛度的方法，提高數(shù)據(jù)的精度，縮短了設(shè)計周期。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN104881558
【申請?zhí)枴緾N201510350538
【發(fā)明人】張磊, 張麗
【申請人】中國航空工業(yè)集團公司西安飛機設(shè)計研究所
【公開日】2015年9月2日
【申請日】2015年6月23日