CN102375913A - 采用主动结构刚度法生成的机翼的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用主动结构刚度法生成的机翼的方法，其特征在于，包括以下几个步骤：第一步，确定刚度指标；第二步，结构设计。第三步，误差比较。本发明的主动结构刚度设计法设计的初期就将刚度指标考虑到结构设计中，可以避免被动、半被动结构刚度设计的盲目性；主动结构刚度设计法可以提高产品的结构设计水平、提高结构设计质量、缩短型号研制周期、降低型号研制成本；主动结构刚度设计法可以根据要求设计出符合要求的最优结构，且设计方法更加科学严谨；主动的结构刚度设计，可以提高产品的结构设计水平、提高结构设计质量、缩短型号研制周期、降低型号研制成本。更重要的是，主动的结构刚度设计，可以使得结构的设计理念更科学、更严谨。

Description

采用主动结构刚度法生成的机翼的方法

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，涉及一种采用主动结构刚度法生成的机翼的方法。

背景技术

刚度是受外力作用的材料、构件或结构抵抗变形的能力。结构刚度设计包含的内容非常广泛，刚度与材料、受力形式、几何外形、边界条件等多种因素相关。从载荷的作用效果看，结构刚度可以分为拉压刚度、弯曲刚度、剪切刚度和扭转刚度。而结构的不同连接形式、组合方式、传力路线、工作环境体现出的刚度特性是不同的。刚度设计的复杂性带来了许多的结构刚度问题。

结构设计要满足产品使用当中的强度和刚度设计要求。所以，无论是在产品的方案设计阶段、打样设计阶段、详细设计阶段和产品的使用维护当中都应注重结构的刚度问题。因此，搞好产品的结构刚度设计意义重大。

在以往的结构设计中，正是由于结构刚度设计的指标难于确定，使得结构刚度设计通常处于被动或半被动的状态。产品设计初期，有关结构刚度设计问题通常只是定性地进行分析，飞行器结构刚的设计要求通常是比较笼统的、含糊不清的、难以操作的，因此，只能凭借设计经验给出一些参考意见。导致设计人员都知道结构刚度设计的重要性，但是却无法给出飞行器结构刚度设计的具体要求，就更谈不上结构刚度设计指标的确定，使得结构刚度设计工作常常处于被动状态。结构设计出来以后，根据结构的具体情况再进行与结构刚度有关问题的分析计算或相应的实验。如果结构刚度方面存在问题，则要修改设计图纸，更改设计，之后再进行分析计算。这样往复地进行结构设计，最后给出满足要求的结构设计状态。如此，可以看出，被动的结构刚度设计，使得结构反复调整设计的次数增多，这样必将导致设计周期长、经费开销大，设计问题多。被动的结构刚度设计，使得结构的设计具有一定的盲目性，使得结构设计缺少科学依据。

飞行器结构设计中采用结构刚度被动或半被动设计的主要原因在于刚度指标的量化比较困难，具体原因主要有：

(1)结构零部件增多，结构的连续性不好，从而导致结构刚度下降，结构刚度分布不连续、刚度分布规律难以掌控。

(2)结构的连接件、连接面增多，结构的连结关系复杂，如此，结构的刚度特性在结构连接处会发生较大的变化，使得结构的内力传递和结构形变发生变化，使得结构的整体刚度和局部刚度产生较大的变化。

(3)结构的变形、转角等在飞机设计规范、适航条例中只给出了模糊的表述，如“变形不能太大”，但具体多大或者占的百分比多少没有明确给出，这给设计带来一定的困难。

(4)飞行器在使用过程中，结构的外形构型、质量特性会不断的发生变化，从而会导致飞行器的使用载荷的设计状态发生变化，这就引起在结构设计中结构刚度如何适应这种变化的问题，在设计中需要进行考虑；上述外形构型及质量特性变化还可能引起结构动力学特性变化，结构动力学特性变化与刚度也是紧密相关，这也需要在设计中加以考虑。

(5)对于大型飞行器而言，还会存在结构失稳、结构大开口等与结构刚度密切相关的因素需要考虑，这些因素会影响到结构设计的优劣。

通过前面对结构刚度设计情况的分析，可以看出：结构刚度设计关系到结构乃至产品的很多实际性能和功能，而被动的或者半被动的结构刚度设计无形当中增加了设计工作量，同时又影响设计进度，增加设计开销。更重要的是，被动的结构刚度设计其方法和思路不够科学和严谨，具有一定的盲目性。所以，探讨、开发和研究主动的结构刚度设计方法非常重要。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出了面向飞行器结构的主动结构刚度设计法，主动结构刚度设计思想就是在结构设计初期，根据设计要求通过各种手段、方法分析出将要设计的结构的刚度分布的规律、趋势、大小，将它们量化成刚度设计指标，然后分析出刚度的分布特性，然后进行结构设计，设计出满足要求的飞行器结构。

一种采用主动结构刚度法生成的机翼的方法，其特征在于，包括以下几个步骤：

第一步，确定刚度指标；

确定刚度指标需要进行对总体设计要求进行分析，同时需要结合各专业设计要求对结构刚度提出的要求进行分析，尽量将这些要求进行量化，以便得出结构的刚度设计指标；然后针对这些刚度指标，进一步进行分析，从中优化、筛选出一个刚度要求的包络；根据这个刚度数据包络，就分析出设计中刚度的分布规律；在结构设计时，要使得设计出的结构满足这样的刚度分布规律；结构设计需要进行不断的迭代、逼近；

第二步，结构设计；

得到了结构的刚度指标，接着进行结构设计；飞行器结构的一些布局、类型、零部件的外形或者数量在总体结构设计时可能已经确定，因此，根据初步的要求绘制出结构的电子图纸，然后针对图纸进行结构刚度分析，将分析结果与刚度指标进行对比，寻求它们之间的误差；分析误差是由于什么原因造成的，如何修改结构以减小它们之间的差值；在这里，设计者的经验、参数化建模技术、软件二次开发技术、结构优化设计方法都得到很好的应用；

第三步，误差比较；

设计好结构后，进行结构刚度校验；目的是比较设计好的结构的刚度分布与刚度指标之间的差异；这种差异在工程实际中总是存在的；需要通过工程的方法来分析误差，当误差达到工程使用要求时，则主动结构刚度设计工作结束，否则，还需要对设计好的结构参数进一步分析，根据多方面的要求进行参数调整，直到误差满足要求。

本发明的优点在于：

(1)主动结构刚度设计法设计的初期就将刚度指标考虑到结构设计中，可以避免被动、半被动结构刚度设计的盲目性；

(2)主动结构刚度设计法可以提高产品的结构设计水平、提高结构设计质量、缩短型号研制周期、降低型号研制成本；

(3)主动结构刚度设计法可以根据要求设计出符合要求的最优结构，且设计方法更加科学严谨；

(4)主动的结构刚度设计，可以提高产品的结构设计水平、提高结构设计质量、缩短型号研制周期、降低型号研制成本。更重要的是，主动的结构刚度设计，可以使得结构的设计理念更科学、更严谨。

附图说明

图1是本发明的主动结构刚度设计流程图。

图2是本发明的刚度分布曲线。

图3是本发明的简易机翼。

图4是本发明的剖面示意图。

图中：

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

主动的结构刚度设计，应该是贯穿于产品的整个研发过程，对产品的各个设计阶段都应明确地提出结构刚度的设计要求。既然是主动结构刚度设计，就是要事先把结构刚度设计的问题分析清楚，而不是事后再来对结构刚度进行补救。既然是事先要把结构刚度问题搞清楚，就要在飞机结构的设计初期，也就是要在飞机的方案论证阶段、方案设计阶段就要进行有效的结构刚度分析、计算，为后续的结构设计提供依据和指导。相对于被动的结构刚度设计方法来说，主动的结构刚度设计，首先应该是产品结构刚度设计指标的分析、确定，应给出定量的结构刚度设计指标，以指导后续的结构设计工作。

主动结构刚度设计方法涉及到的具体问题很多。在结构刚度设计的各个环节中应特别关注的要点主要有以下三个方面：

(1)结构刚度指标的分析确定

正确地确定结构刚度指标，是后续结构设计工作的依据，是保证结构设计成功的关键。所以，要对产品的总体设计要求进行深入、细致的分析、换算和研究，最后给出一套具体的、可操作的刚度设计要求数据，以指导结构设计工作的开展。

结构刚度指标可以考虑通过下面四个方面来确定：

①针对飞行器总体设计要求进行分析研究，从中找出关于刚度的要求；

②征求及分析飞行器各专业的设计要求，分析出与结构刚度相关的要求；

③分析零部件安装对于结构的刚度的要求；

④根据相似飞行器通过一定的方法估算新设计的飞行结构的刚度分布规律；

(2)如何将结构刚度设计指标贯彻到结构设计当中。

结构刚度设计指标确定以后，如何将结构的刚度设计要求贯彻、落实到结构设计工作当中是一个关键问题。其中涉及到结构的构造形式、主承力结构的布置、结构的选材以及结构重量的控制等多方面的设计问题。必要时还应考虑结构刚度的优化设计，即在可选的结构构型体系范围内，在满足结构刚度要求的前提下，寻找最为理想的结构形式。

(3)结构的实际刚度特性与刚度设计指标之间的关系

对于结构的初步设计结果，其刚度特性与刚度设计指标之间肯定存在有一定的差异，应进行结构刚度特性的验算，考察一下结构刚度特性与刚度设计指标之间的差异，分析其产生的原因，分析其对结构刚度特性乃至结构整体性能的影响，研究改善和减少这种差异的方法。

本发明是一种采用主动结构刚度法生成的机翼的方法，如图1所示，包括以下几个步骤：

第一步，确定刚度指标。

确定刚度指标需要进行对总体设计要求进行分析，同时需要结合各专业设计要求对结构刚度提出的要求进行分析，尽量将这些要求进行量化，以便得出结构的刚度设计指标。然后针对这些刚度指标，进一步进行分析，从中优化、筛选出一个刚度要求的包络。根据这个刚度数据包络，就可以分析出设计中刚度的分布规律。在结构设计时，要使得设计出的结构满足这样的刚度分布规律。结构设计需要进行不断的迭代、逼近，因此刚度指标也可以进行不断的精确，不是必须要一步到位，这也是不现实的。

利用相似飞机来分析刚度时可以通过下面的方法。

在设计中设计师往往参照原准机或相似性能飞机来设计，以机翼结构来说，新研制的飞机机翼刚度的近似值，可由原准机或相类似飞机的机翼刚度推算求得。由于飞机的速压、尺寸、平面形状和构造参数不尽相同，因而需要建立刚度换算关系。机翼刚度和其他参数的关系可用下式表示：

于是新机的机翼刚度与参考飞机的机翼刚度之间有下列换算关系：

(GJ)_新机＝K×(GJ)_参考

(EI)_新机＝K×(EI)_参考

式中，

K_q＝q_新机/q_参考

K_s＝s_新机/s_参考

K_∧＝[cos(∧-π/16)]_新机/[cos(∧-π/16)]_参考

K_A＝(1+0.8/A)_新机/(1+0.8/A)_参考

K_η＝(0.9-0.33×η)_新机/(0.9-0.33×η)_参考

上述方程中的符号说明如下：

GJ-机翼扭转刚度，N·m²

EI-机翼弯曲刚度，N·m²

q-飞机最大飞行速压，N/m²

∧-机翼1/4弦线后掠角，度

η-机翼尖削比

A-机翼展弦比

K_q-X2与参考飞机的速压换算因子

K_s-X2与参考飞机的机翼参考面积换算因子

K_∧-X2与参考飞机的机翼后掠角关系换算因子

K_A-X2与参考飞机的机翼展弦比关系换算因子

K_η-X2与参考飞机的机翼尖削比换算因子

K-刚度换算因子

通过求解刚度转换因子K就估算出新设计的飞机的各种刚度数据。

第二步，结构设计。

得到了结构的刚度指标，接着进行结构设计。飞行器结构的一些布局、类型、零部件的外形或者数量在总体结构设计时可能已经确定，因此，可以根据初步的要求绘制出结构的电子图纸，然后针对图纸进行结构刚度分析，将分析结果与刚度指标进行对比，寻求它们之间的误差。分析误差是由于什么原因造成的，如何修改结构以减小它们之间的差值。在这里，设计者的经验、参数化建模技术、软件二次开发技术、结构优化设计方法都可以得到很好的应用。

第三步，误差比较。

设计好结构后，进行结构刚度校验。目的是比较设计好的结构的刚度分布与刚度指标之间的差异。这种差异在工程实际中总是存在的。需要通过工程的方法来分析误差，当误差达到工程使用要求时，则主动结构刚度设计工作结束，否则，还需要对设计好的结构参数进一步分析，根据多方面的要求进行参数调整，直到误差满足要求。以设计某机翼为例，设计流程如图2-4。首先分析得出刚度指标，包括各种刚度指标，例如弯曲刚度指标，扭转刚度指标等。图2是X方向的EI。然后可以通过设计者的经验、参数化建模技术、软件二次开发技术、结构优化设计方法等等将刚度指标和结构设计联系起来设计结构，如图3为一简易机翼结构。得到结构后，再对该机翼进行刚度分析，图4中以某一剖面进行刚度验证，若符合刚度指标要求，则设计结束，否则需要进一步调整剖面上各零部件的参数，再进行分析，直到满足刚度指标为止。

Claims (2)

1.一种采用主动结构刚度法生成的机翼的方法，其特征在于，包括以下几个步骤：

第一步，确定刚度指标；

确定刚度指标需要进行对总体设计要求进行分析，同时需要结合各专业设计要求对结构刚度提出的要求进行分析，尽量将这些要求进行量化，以便得出结构的刚度设计指标；然后针对这些刚度指标，进一步进行分析，从中优化、筛选出一个刚度要求的包络；根据这个刚度数据包络，就分析出设计中刚度的分布规律；在结构设计时，要使得设计出的结构满足这样的刚度分布规律；结构设计需要进行不断的迭代、逼近；

第二步，结构设计；

得到了结构的刚度指标，接着进行结构设计；飞行器结构的一些布局、类型、零部件的外形或者数量在总体结构设计时可能已经确定，因此，根据初步的要求绘制出结构的电子图纸，然后针对图纸进行结构刚度分析，将分析结果与刚度指标进行对比，寻求它们之间的误差；分析误差是由于什么原因造成的，如何修改结构以减小它们之间的差值；在这里，设计者的经验、参数化建模技术、软件二次开发技术、结构优化设计方法都得到很好的应用；

第三步，误差比较；

设计好结构后，进行结构刚度校验；目的是比较设计好的结构的刚度分布与刚度指标之间的差异；这种差异在工程实际中总是存在的；需要通过工程的方法来分析误差，当误差达到工程使用要求时，则主动结构刚度设计工作结束，否则，还需要对设计好的结构参数进一步分析，根据多方面的要求进行参数调整，直到误差满足要求。

2.根据权利要求1所述的一种采用主动结构刚度法生成的机翼的方法，其特征在于，所述的第一步中，利用相似飞机来分析刚度时通过下面的方法；

在设计中设计师参照原准机或相似性能飞机来设计，当针对机翼结构时，新研制的飞机机翼刚度的近似值，由原准机或相类似飞机的机翼刚度推算求得；由于飞机的速压、尺寸、平面形状和构造参数不尽相同，因而需要建立刚度换算关系；机翼刚度和其他参数的关系用下式表示：

于是新机的机翼刚度与参考飞机的机翼刚度之间有下列换算关系：

(GJ)_新机＝K×(GJ)_参考

(EI)_新机＝K×(EI)_参考

式中，

K_q＝q_新机/q_参考

K_s＝s_新机/s_参考

K_∧＝[cos(∧-π/16)]_新机/[cos(∧-π/16)]_参考

K_A＝(1+0.8/A)_新机/(1+0.8/A)_参考

K_η＝(0.9-0.33×η)_新机/(0.9-0.33×η)_参考

上述方程中的符号说明如下：

GJ-机翼扭转刚度，N·m²

EI-机翼弯曲刚度，N·m²

q-飞机最大飞行速压，N/m²

∧-机翼1/4弦线后掠角，度

η-机翼尖削比

A-机翼展弦比

K_q-X2与参考飞机的速压换算因子

K_s-X2与参考飞机的机翼参考面积换算因子

K_∧-X2与参考飞机的机翼后掠角关系换算因子

K_A-X2与参考飞机的机翼展弦比关系换算因子

K_η-X2与参考飞机的机翼尖削比换算因子

K-刚度换算因子

通过求解刚度转换因子估算出新设计的飞机的各种刚度数据。

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