CN104986353B

CN104986353B - 一种机翼撑杆剖面设计方法

Info

Publication number: CN104986353B
Application number: CN201510349937.4A
Authority: CN
Inventors: 任善; 党军辉; 万亚锋
Original assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Current assignee: Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date: 2015-06-23
Filing date: 2015-06-23
Publication date: 2017-03-08
Anticipated expiration: 2035-06-23
Also published as: CN104986353A

Abstract

本发明涉及飞机机翼撑杆强度设计，具体涉及一种机翼撑杆剖面设计方法，以解决目前的撑杆剖面设计方法导致撑杆研制周期长的问题。本发明的机翼撑杆剖面设计方法中，根据初始给出的撑杆剖面，以设计要求的剖面面积、惯性矩或剖面的最大高度为约束条件，通过相似变换方法，能快速得到新的撑杆剖面，缩短了研制周期。

Description

一种机翼撑杆剖面设计方法

技术领域

本发明涉及飞机机翼撑杆强度设计，具体涉及一种机翼撑杆剖面设计方法。

背景技术

对于采用斜撑杆式机翼的飞机，撑杆的设计至关重要，通常涉及空气动力学和结构强度两个学科；在初期研制过程中，需要综合考虑撑杆的外形、刚度、强度以及重量；一般设计流程是先初步给出一个撑杆剖面，然后计算其气动特性并进行修形，之后计算撑杆的刚度和强度，若刚度和强度不满足设计要求则需要对撑杆剖面参数进行更改，然后再计算其气动特性，进行新一轮的迭代，整个设计过程需要迭代多次，且每次撑杆剖面的参数的调整缺乏直接的理论指导，需要试凑多次才能达到设计要求，使得研制周期长。

发明内容

本发明的目的是提供一种机翼撑杆剖面设计方法，以解决目前的撑杆剖面设计方法导致撑杆研制周期长的问题。

本发明的技术方案是：

一种机翼撑杆剖面设计方法，包括如下步骤：

步骤一、建立平面直角坐标系，坐标原点位于初始撑杆剖面的前缘点，X轴由所述前缘点指向所述初始撑杆剖面的后缘点；

步骤二、将所述初始撑杆剖面进行离散化，分为若干个单元，得到每个单元中心线的端点坐标(x_i，y_i)；

步骤三、计算所述每个单元的面积A_i(x_i,y_i)和相对于X轴的惯性矩I_xi(x_i,y_i)，再累加后得到整个所述初始撑杆剖面的面积A(x_i,y_i)和惯性矩I_x(x_i,y_i)；

步骤四、判断所述面积A(x_i,y_i)是否在最小面积A_min与最大面积A_max之间，同时判断所述惯性矩I_x(x_i,y_i)是否大于最小惯性矩I_min；

步骤五、若所述面积A(x_i,y_i)在最小面积A_min与最大面积A_max之间，且所述惯性矩I_x(x_i,y_i)大于所述最小惯性矩I_min，则所述初始撑杆剖面满足强度设计要求；否则，进行步骤六；

步骤六、通过一组预定缩放系数m、n，采用缩放变换对步骤二中所述每个单元中心线的端点坐标(x_i，y_i)进行缩放，得到缩放后的坐标(mx_i,ny_i)，并计算得到缩放后的剖面面积A(mx_i,ny_i)和惯性矩I_x(mx_i,ny_i)；

步骤七、判断所述面积A(mx_i,ny_i)是否在最小面积A_min与最大面积A_max之间，同时判断所述惯性矩I_x(mx_i,ny_i)是否大于所述最小惯性矩I_min；若是，则经过缩放变换的撑杆剖面满足强度设计要求，再通过对所述每个单元缩放后的坐标(mx_i,ny_i)进行曲线拟合，得到待设计撑杆的剖面；否则，重复步骤六到步骤七。

可选地，所述初始撑杆剖面为等壁厚的空心薄壁管状结构的剖面。

可选地，在所述步骤三中，根据如下公式(1)、(2)分别计算得到每个单元的面积A_i(x_i,y_i)和相对于X轴的惯性矩I_xi(x_i,y_i)：

A_i(x_i，y_i)＝bc (1)；

其中，a为所计算单元斜边的高度，a＝c/ctgα；

b为所计算单元垂边的高度，b＝t/cosα；

c为所计算单元的宽度，c＝x_i+1-x_i；

α为所计算单元斜边与X轴的夹角，

t为撑杆剖面的壁厚。

可选地，在所述步骤四中，A_min＝F_t/σ_b、A_max＝M_max/(ρL)、I_min＝F_cL²/(π²E)；

其中，F_t为撑杆设计时受到的最大拉伸载荷，σ_b为撑杆材料的拉伸破坏强度，M_max为撑杆的重量指标上限，ρ为撑杆材料的密度，L为撑杆的长度，F_c为撑杆受到的最大压缩载荷，E为撑杆材料的弹性模量。

本发明的有益效果：

本发明的机翼撑杆剖面设计方法中，根据初始给出的撑杆剖面，以设计要求的剖面面积、惯性矩或剖面的最大高度为约束条件，通过相似变换方法，能快速得到新的撑杆剖面，缩短了研制周期。

附图说明

图1是本发明机翼撑杆剖面设计方法的流程图；

图2是本发明机翼撑杆剖面示意图；

图3是图2中I部分放大示意图。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。

如图1至图3所示，本发明提供的一种机翼撑杆剖面设计方法，包括如下步骤：

步骤一、建立平面直角坐标系，坐标原点位于初始撑杆剖面的前缘点，X轴由前缘点指向初始撑杆剖面的后缘点。

步骤二、将初始撑杆剖面进行离散化，分为若干个单元，得到每个单元中心线的端点坐标(x_i，y_i)，其中，初始撑杆剖面为等壁厚的空心薄壁管状结构。

步骤三、计算每个单元的面积A_i(x_i,y_i)和相对于X轴的惯性矩I_xi(x_i,y_i)，再累加后得到整个初始撑杆剖面的面积A(x_i,y_i)和惯性矩I_x(x_i,y_i)。

其中，根据如下公式(1)、(2)分别计算得到每个单元的面积A_i(x_i,y_i)和相对于X轴的惯性矩I_xi(x_i,y_i)：

A_i(x_i,y_i)＝bc (1)；

其中，a为所计算单元斜边的高度，a＝c/ctgα；b为所计算单元垂边的高度，b＝t/cosα；c为所计算单元的宽度，c＝x_i+1-x_i；α为所计算单元斜边与X轴的夹角，t为撑杆剖面的壁厚。

步骤四、判断面积A(x_i,y_i)是否在最小面积A_min与最大面积A_max之间，同时判断惯性矩I_x(x_i,y_i)是否大于最小惯性矩I_min。

其中，A_min＝F_t/σ_b，F_t为撑杆设计时受到的最大拉伸载荷，σ_b为撑杆材料的拉伸破坏强度；

A_max＝M_max/(ρL)，M_max为撑杆的重量指标上限，ρ为撑杆材料的密度，L为撑杆的长度；

I_min＝F_cL²/(π²E)，F_c为撑杆受到的最大压缩载荷，E为撑杆材料的弹性模量。

步骤五、若面积A(x_i,y_i)在最小面积A_min与最大面积A_max之间，且惯性矩I_x(x_i,y_i)大于最小惯性矩I_min，则初始撑杆剖面满足强度设计要求；否则，进行步骤六。

步骤六、通过一组预定缩放系数m、n，采用相似变换方法中的缩放变换，对步骤二中每个单元中心线的端点坐标(x_i，y_i)进行缩放，得到缩放后的坐标(mx_i,ny_i)，并计算得到缩放后的剖面面积A(mx_i,ny_i)和惯性矩I_x(mx_i,ny_i)。

步骤七、判断面积A(mx_i,ny_i)是否在最小面积A_min与最大面积A_max之间，同时判断惯性矩I_x(mx_i,ny_i)是否大于最小惯性矩I_min。

若面积A(mx_i,ny_i)在最小面积A_min与最大面积A_max之间，且惯性矩I_x(mx_i,ny_i)大于最小惯性矩I_min，则经过缩放变换的撑杆剖面满足强度设计要求，再通过对每个单元缩放后的坐标(mx_i,ny_i)进行曲线拟合，得到待设计撑杆的剖面；否则，重复步骤六到步骤七。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，所述初始撑杆剖面为等壁厚的空心薄壁管状结构的剖面。

3.根据权利要求1或2所述的机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，在所述步骤三中，根据如下公式(1)、(2)分别计算得到每个单元的面积和相对于X轴的惯性矩

A_{i} (x_{i}, y_{i}) = b c - - - (1);

I_{x i} (x_{i}, y_{i}) = \frac{b c}{12} (a^{2} + b^{2}) + A_{i} (x_{i}, y_{i}) \cdot {(\frac{y_{i} + y_{i + 1}}{2})}^{2} - - - (2);

其中，a为所计算单元斜边的高度，a＝c/ctgα；

b为所计算单元垂边的高度，b＝t/cosα；

c为所计算单元的宽度，c＝x_i+1-x_i；

α为所计算单元斜边与X轴的夹角，

t为撑杆剖面的壁厚。

4.根据权利要求1所述的机翼撑杆剖面设计方法，其特征在于，在所述步骤四中，A_min＝F_t/σ_b、A_max＝M_max/(ρL)、I_min＝F_cL²/(π²E)；