CN105501462B - 一种机翼结构设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种机翼结构设计方法，涉及航空技术领域。所述机翼结构设计方法包含以下步骤：S1，根据公式
Figure DDA0000856841560000011
计算机翼载荷因子K；其中，M为机翼根部受力盒承受的弯矩，h为机翼盒段外形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度；S2：根据S1中求出的K值，查结构形式最小重量使用范围表和结构效率曲线，确定相对适合的机翼结构形式；S3：结合相关影响因素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式；S4：根据S3中确定的最佳结构形式，布置结构主传力构件；S5：根据S4中确定的主传力构件，建立三维模型及有限元模型，开展定量计算分析。本发明的优点在于：该方法的应用大大减少了工作量，显著提高工作效率，缩短设计周期，降低研制费用。

Description

一种机翼结构设计方法
技术领域
本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种机翼结构设计方法。
背景技术
传统结构设计方法主要是设计人员依靠自身经验进行初步判断，筛选出较适合的方案，再进行初步布置、建模、细化等工作，通过对模型进行定量计算以及综合对比分析等方法，最终确定出适合的结构方案。此方法缺点是：初步方案确定的准确与否完全取决于制定方案人员的经验，缺少规范流程控制，不确定性大；在方案设计过程中需要投入大量人力物力，时间周期较长，需要成本高。
发明内容
本发明的目的是提供一种机翼结构设计方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。
本发明所采用的技术方案是：提供一种机翼结构设计方法，包含以下步骤：S1，根据公式
Figure GDA0002380157600000011
计算机翼载荷因子K；其中，M为机翼根部受力盒承受的弯矩，h为机翼盒段外形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度；S2,根据S1中求出的K值，查结构形式最小重量使用范围表和结构效率曲线，确定相对适合的机翼结构形式；S3,结合相关影响因素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式；S4,根据S3中确定的最佳结构形式，布置结构主传力构件；S5,根据S4中确定的主传力构件，建立三维模型及有限元模型，开展定量计算分析。
优选地，所述步骤S1的弯矩，其快速估算方法如下：S11，通过作图法，确定机翼的压心位置；S12，计算机翼单位面积载荷：
Figure GDA0002380157600000021
S13，计算机翼i剖面处的力流：qi＝bi×P；S14，计算机翼i+1剖面处的力流：qi+1＝bi+1×P；S15，计算机翼i+1剖面处的合力：
Figure GDA0002380157600000022
S16，计算机翼i+1剖面处的弯矩：M＝Q×L；其中，f为安全系数；η为飞机过载；G全机为飞机总重量；G机翼结构为机翼结构重量；G机翼燃油为机翼装载燃油重量；G机翼设备为机翼装载设备重量；S全机为飞机全机投影面积；S机翼为飞机机翼投影面积；Li+1为i剖面到i+1剖面的距离；Q为翼根剖面的合力；L为压心到翼根的距离。
优选地，所述S2中相对合适的机翼结构形式包含2～3种结构形式。
优选地，所述步骤S3中的相关影响因素包含总体布置、使用维护、运输要求、材料要求和刚度要求。
优选地，所述步骤S4中的结构主传力构件包括纵向构件和横向构件。
优选地，所述横向构件的布置即翼肋间距的确定，其确定方法是根据结构稳定性计算确定翼肋间距。
本发明的有益效果：本发明的方法为结构方案设计提供一种完整的、准确的、简便的设计方法。该方法的应用可以大大减少工作量，显著提高工作效率，缩短设计周期，降低研制费用。
附图说明
图1是本发明的机翼机构设计方法的流程图。
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所示，一种机翼结构设计方法，其特征在于，包含以下步骤：S1，根据公式
Figure GDA0002380157600000031
计算机翼载荷因子K；其中，M为机翼根部受力盒承受的弯矩，h为机翼盒段外形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度。
S2：根据S1中求出的K值，查结构形式最小重量使用范围表和结构效率曲线，确定相对适合的机翼结构形式。其中，结构形式最小重量使用范围表如表1所示：
表1结构形式最小重量使用范围表
结构形式 载荷指数 翼面相对厚度
夹层板式 <1 >10
单块式 1～10 4～10
多墙式 >10 <6
夹层盒式 >10 <6
梁式 1～10 5～10
S3：结合相关影响因素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式。所述相关影响因素包含总体布置、使用维护、运输要求、材料要求和刚度要求。
S4：根据S3中确定的最佳结构形式，布置结构主传力构件；S5：根据S4中确定的主传力构件，建立三维模型及有限元模型，开展定量计算分析。
步骤S1的弯矩的快速估算方法如下：S11，通过作图法，确定机翼的压心位置；S12，计算机翼单位面积载荷：
Figure GDA0002380157600000041
S13，计算机翼i剖面处的力流：qi＝bi×P；S14，计算机翼i+1剖面处的力流：qi+1＝bi+1×P；S15，计算机翼i+1剖面处的合力：
Figure GDA0002380157600000042
S16，计算机翼i+1剖面处的弯矩：M＝Q×L；其中，f为安全系数；η为飞机过载；G全机为飞机总重量；G机翼结构为机翼结构重量；G机翼燃油为机翼装载燃油重量；G机翼设备为机翼装载设备重量；S全机为飞机全机投影面积；S机翼为飞机机翼投影面积；Li+1为i剖面到i+1剖面的距离；Q为翼根剖面的合力；L为压心到翼根的距离。bi为第i剖面的弦长；bi+1为第i+1剖面的弦长。
所述S2中相对合适的机翼结构形式包含2～3种结构形式。
所述步骤S4中的结构主传力构件包括纵向构件和横向构件。
所述横向构件的布置即翼肋间距的确定，其确定方法是根据结构稳定性计算确定翼肋间距。具体计算方法如下：
1)计算加筋板的压损强度
Figure GDA0002380157600000043
整体壁板：
Figure GDA0002380157600000044
铆接壁板：
Figure GDA0002380157600000045
2)计算加筋板蒙皮的屈曲应力σcro：
Figure GDA0002380157600000051
3)计算加筋板的屈曲应力σcr：σcr＝K0×σcro；
4)计算加筋板的欧拉失稳强度σe：
Figure GDA0002380157600000052
5)计算加筋板的破坏强度
Figure GDA0002380157600000053
Figure GDA0002380157600000054
6)计算加筋板的许用破坏强度
Figure GDA0002380157600000055
若
Figure GDA0002380157600000056
若
Figure GDA0002380157600000057
其中，E为加筋板材料的弹性模量；σcy为材料压缩屈服应力；ν为泊松比；tw为筋条厚度；ts为蒙皮厚度；bs为两筋条间蒙皮宽度；A为加筋板面积；Kc为纵向压缩屈曲系数；K0为扭转支持系数；L`为有效柱长，
Figure GDA0002380157600000058
e为端面支撑系数，L为翼肋间距；ρ为剖面回转半径；f为安全系数。
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。

Claims (5)

1.一种机翼结构设计方法，其特征在于，包含以下步骤：
S1，根据公式
Figure FDA0001762962280000011
计算机翼载荷因子K；其中，M为机翼根部受力盒承受的弯矩，h为机翼盒段外形平均高度，W为机翼受力盒段的翼盒宽度；所述步骤S1的弯矩，其快速估算方法如下：
S11，通过作图法，确定机翼的压心位置；
S12，计算机翼单位面积载荷：
Figure FDA0001762962280000012
S13，计算机翼i剖面处的力流：qi＝bi×P；
S14，计算机翼i+1剖面处的力流：qi+1＝bi+1×P；
S15，计算机翼i+1剖面处的合力：
Figure FDA0001762962280000013
S16，计算机翼i+1剖面处的弯矩：M＝Q×L；
其中，f为安全系数；η为飞机过载；G全机为飞机总重量；G机翼结构为机翼结构重量；G机翼燃油为机翼装载燃油重量；G机翼设备为机翼装载设备重量；S全机为飞机全机投影面积；S机翼为飞机机翼投影面积；Li+1为i剖面到i+1剖面的距离；Q为翼根剖面的合力；L为压心到翼根的距离；bi为第i剖面的弦长；bi+1为第i+1剖面的弦长；
S2,根据S1中求出的K值，查结构形式最小重量使用范围表和结构效率曲线，确定相对适合的机翼结构形式；
S3,结合相关影响因素，从S2中确定的机翼结构形式中选取最佳结构形式；
S4,根据S3中确定的最佳结构形式，布置结构主传力构件；
S5,根据S4中确定的主传力构件，建立三维模型及有限元模型，开展定量计算分析。
2.根据权利要求1所述的机翼结构设计方法，其特征在于：所述S2中相对合适的机翼结构形式包含2～3种结构形式。
3.根据权利要求1所述的机翼结构设计方法，其特征在于：所述步骤S3中的相关影响因素包含总体布置、使用维护、运输要求、材料要求和刚度要求。
4.根据权利要求1所述的机翼结构设计方法，其特征在于：所述步骤S4中的结构主传力构件包括纵向构件和横向构件。
5.根据权利要求4所述的机翼结构设计方法，其特征在于：所述横向构件的布置即翼肋间距的确定，其确定方法是根据结构稳定性计算确定翼肋间距。
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CN111274670B (zh) * 2019-12-31 2023-08-08 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种钛合金型材组合壁板轴压承载能力试验设计方法
CN112035947B (zh) * 2020-07-29 2022-07-15 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种带整体油箱的机翼剖面载荷计算方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090224107A1 (en) * 2008-03-04 2009-09-10 The Boeing Company Reduced Span Wings with Wing Tip Devices, and Associated Systems and Methods
CN101739484B (zh) * 2008-11-07 2012-08-22 北京索为高科系统技术有限公司 一种基于知识组件的工程设计方法
CN102375913B (zh) * 2011-10-27 2013-05-15 北京航空航天大学 采用主动结构刚度法生成机翼的方法
CA2899616C (en) * 2013-02-14 2020-02-18 Gulfstream Aerospace Corporation Systems and methods for controlling a magnitude of a sonic boom
CN103761390B (zh) * 2014-01-21 2016-10-12 北京航空航天大学 一种机翼结构刚心线位置的设计方法
CN103754386B (zh) * 2014-01-21 2016-04-06 北京航空航天大学 一种机翼翼梁位置的确定方法
CN104933250B (zh) * 2015-06-23 2018-03-02 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼动力学建模方法

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