CN106021781A - 一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法 - Google Patents

一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法，包括步骤一：根据载荷曲线与飞机机身轴线绘制轴线式载荷曲线示意图，并将所述轴线式载荷曲线示意图按预定规则分割成若干预定图形，计算每个预定图形的形心坐标；步骤二：计算步骤一中形成的预定图形的面积，预定图形的面积即为预定图形的形心点处的载荷值；步骤三：把若干个预定图形形心点处的载荷值分配到各个框站位处，并叠加各框站位处的载荷值，所谓框站位是指机身框在机身轴线上的投影点。本发明通过简单的数学图形计算便可计算出框站位的载荷，省去了构造有限元分析模型的过程，减少了时间及工作量，提高了工作效率，及提高了框站位的载荷计算精度。

Description

一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法
技术领域
本发明属于飞机设计技术领域，尤其涉及一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法。
背景技术
对于通用飞机，由于其飞机结构尺寸小，一般对于飞机机身气动载荷的形式为机身轴线单位长度上的气动力，单位为N/m，由于给出的气动力的点与机身各框站位的点并不一致，需要把气动载荷的各点上的载荷计算分配到各框站位的点上。
如在某型系列飞机机身的气动载荷中，给出的是沿机身轴线一系列点的载荷密度，要对该载荷进行使用，需要把该载荷处理成机身各框站位点上的载荷，为了满足载荷的使用要求，采用材料力学的理论公式，对载荷进行分析处理是一种理想的处理方法。以往通常需要通过Patran建立以给出的气动载荷点及各框站位点为节点的梁元模型，约束各框站位点处的节点位移，在各气动载荷点处施加载荷，求出各约束点的约束反力，得到各框站位点的载荷，该方法需要建立有限元模型，对于多工况的情况，计算复杂，工作量大，如何高精度高效率的获取各框站位点的载荷，对于载荷处理人员显得尤为重要。
发明内容
本发明的目的是提供一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法，解决上述问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法，包括
步骤一：根据载荷曲线与飞机机身轴线绘制轴线式载荷曲线示意图，并将所述轴线式载荷曲线示意图按预定规则分割成若干预定图形，计算每个预定图形的形心坐标；
步骤二：计算步骤一中形成的预定图形的面积，预定图形的面积即为预定图形的形心点处的载荷值；
步骤三：把若干个预定图形形心点处的载荷值分配到各个框站位处，并叠加各框站位处的载荷值，所谓框站位是指机身框在机身轴线上的投影点。
进一步地，步骤一所述预定规则为由载荷曲线的峰谷向机身轴线做垂线，所述垂线与载荷曲线和机身轴线形成预定图形。
进一步地，所述预定图形为直角三角形或直角梯形。
进一步地，步骤三中把若干个预定图形形心点处的载荷值分配到各个框站位处的方法采用的是杠杆原理。
本发明的一种通用飞机轴线式载荷处理方法通过简单的数学图形计算便可计算出框站位的载荷，省去了构造有限元分析模型的过程，减少了时间及工作量，提高了工作效率，及提高了框站位的载荷计算精度。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明的通用飞机轴线式载荷处理方法流程图。
图2为本发明一实施例的机身轴线式载荷曲线示意图。
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型的，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型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2所示为本发明一实施例的机身轴线式载荷曲线示意图，利用材料力学中关于几何剖面的形心及面积的计算方法，可以确定载荷曲线与机身轴线所围成的三角形和梯形的形心(机身轴线为x向，垂直机身轴线向上为y向)，本实施例中将对1框、2框和3框(框站位)处的载荷进行计算。
步骤一：根据材料力学中几何剖面形心的计算方法，分别计算出各个区域的形心坐标(局部坐标)：
区域①的形心坐标为
区域②的形心坐标为
区域③的形心坐标为
区域④的形心坐标为
区域⑤的形心坐标为
步骤二：计算各区域的面积，各区域的面积分别为：
区域①的面积为
区域②的面积为
区域③的面积为
区域④的面积为
区域⑤的面积为
步骤三：各区域的面积即为各区域形心点的载荷，根据杠杆原理进行分载，可得各框站位点载荷如下：
1框站位处的载荷：
2框站位处的载荷：
F 2 = h 1 ( 2 a 2 + 3 a b + b 2 ) 6 ( a + b + c ) - 1 6 ( d + e + f ) [ h 2 ( c + d ) 2 + h 2 e ( 3 c + 3 d - e + 3 ) ] - 1 6 ( d + e + f ) [ 3 h 2 f ( c + d + 1 ) + h 3 ( 3 e + 3 f - 2 e 2 + 2 f 2 ) ]
3框站位处的载荷：
F 3 = - 1 6 ( d + e + f ) [ h 2 ( d c - c 2 + 2 d 2 + 3 d e + e 2 ) + h 3 ( 2 e 2 + f 2 + 3 d e + 3 d f + 3 e f ) ]
以上式中a、b、c、d、e、f、h1、h2、h3均为长度。
对上述各框站位处的载荷公式进行编程计算,这样可使计算效率大大提高,特别对于多工况的情况下，效率更高。
本发明的一种通用飞机轴线式载荷处理方法通过简单的数学图形计算便可计算出框站位的载荷，省去了构造有限元分析模型的过程，减少了时间及工作量，提高了工作效率，及提高了框站位的载荷计算精度。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，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 (4)

1.一种通用飞机机身轴线式载荷处理方法，其特征在于，包括
步骤一：根据载荷曲线与飞机机身轴线绘制轴线式载荷曲线示意图，并将所述轴线式载荷曲线示意图按预定规则分割成若干预定图形，计算每个预定图形的形心坐标；
步骤二：计算步骤一中形成的预定图形的面积，预定图形的面积即为预定图形的形心点处的载荷值；
步骤三：把若干个预定图形形心点处的载荷值分配到各个框站位处，并叠加各框站位处的载荷值，所谓框站位是指机身框在机身轴线上的投影点。
2.根据权利要求1所述的通用飞机机身轴线式载荷处理方法，其特征在于，步骤一所述预定规则为由载荷曲线的峰谷向机身轴线做垂线，所述垂线与载荷曲线和机身轴线形成预定图形。
3.根据权利要求1或2所述的通用飞机机身轴线式载荷处理方法，其特征在于，所述预定图形为直角三角形或直角梯形。
4.根据权利要求1所述的通用飞机机身轴线式载荷处理方法，其特征在于，步骤三中把若干个预定图形形心点处的载荷值分配到各个框站位处的方法采用的是杠杆原理。
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