CN107256320A

CN107256320A - 一种基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法

Info

Publication number: CN107256320A
Application number: CN201710636455.6A
Authority: CN
Inventors: 丁志超; 王飞; 陈长兴
Original assignee: Zhongke Robot Science And Technology Co Ltd
Current assignee: Zhongke Robot Science And Technology Co Ltd
Priority date: 2017-07-28
Filing date: 2017-07-28
Publication date: 2017-10-17

Abstract

一种基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，其目的在于公开了一种复合材料铺层仿真的方法，解决了小型手抛无人机在初始设计阶段极限强度和屈曲的计算，包含下面步骤：建立小型手抛无人机的有限元网格模型；建立复合材料属性数据库，设计复合材料初始铺层方案；分析无人机巡航状态，设计合理的边界条件，施加承受载荷，仿真无人机各部位、各铺层的极限强度及结构的屈曲稳定性；根据步骤3计算结果分析各部位、各铺层极限强度及结构屈曲稳定性是否满足设计要求，通过细化网格密度，重新设计复合材料铺层厚度、铺层角度、翼肋结构和位置以达到设计要求。本发明可以有效减少复合材料构件试验件数量，缩短研制周期。

Description

一种基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法

技术领域

本发明涉及一种无人机的有限元分析，特别是实现对小型无人机复合材料铺层的仿真，及极限强度和屈曲稳定性的计算。

背景技术

复合材料具有各向异性和可设计性强的特点，只有根据结构特点更好地进行优化设计，才能更高效地满足设计要求。对于金属结构来说，由于具有各向同性的特点，可以同时完成筋条位置、形式以及厚度优化分析，而对于复合材料来说，由于具有各向异性的特点，其结构形式是一层层铺设，每层角度都有可能不同，无法直接进行筋条位置、形式以及铺层角度、厚度优化分析，因此现有的复合材料加筋壁板结构优化分析方法，仅仅是在设计人员将复合材料加筋布置好以后，强度分析人员对结构的铺层进行优化。由于筋条布置主要依靠设计人员经验进行布置，不能充分发挥复合材料的优越性。

中国专利申请(申请号：CN201510860055)公开了一种探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，该方法包括S1：建立推进仪器舱体整体结构的有限元模型；S2：定义各结构部件的材料，对结构中的复合材料进行建模；S3：设置预设载荷工况并提交进行运算，然后：输出承力球冠的应力应变结果，进入步骤S4；输出承力球冠的位移结果，进入步骤S5； S4：利用所述应力应变结果对强度进行分析，查看其是否满足设计要求；S5：利用所述位移结果作为边界，进行稳定性分析，查看其是否满足设计要求；完成步骤S4和S5后，若均满足设计要求，则进入步骤S6；S6：针对承力球冠在整体结构中的传力及承载，进行整体结构实际载荷工况的试验验证；S7：针对单独承力球冠进行静力试验验证。

中国专利申请(申请号：CN201610705759)公开了一种基于无人机的载荷舱门强度分析，该分析方法包括步骤1：载荷舱门有限元强度分析，对作为分析对象的复合材料结构进行几何描述，建立载荷舱门有限元模型并进行载荷舱门有限元强度分析，同时测量实机翼加速度信息以及飞机身上关键点的加速度和应变信息；步骤2：载荷舱门有限元强度分析结构以矢量形式保存，将载荷舱门应力分析得到的各个节点的位移及受力结果以矢量形式的位移场和力场的形式保存显示出来，同时将测得的机翼处的加速度信息作为仿真模型的外载荷输入信息，并依此仿真出机身关键点的加速度以及应变结果；步骤3：建立拉门连接处有限元模型对重点部位进行网格细化。

中国专利申请(申请号：CN201310607041)公开了一种考虑气动弹性约束的复合材料机翼多目标优化设计方法，该方法包括下面步骤：(1)建立有限元模型，并对该模型分析；(2) 重量优化；(3)阵风响应优化；(4)第二次重量优化。本发明同时考虑强度、刚度、气动弹性约束，实现了结构重量与阵风响应的多目标优化，避免了传统复合材料机翼优化方法在进行结构重量优化的同时增大阵风响应振幅的问题。在此优化过程中，在阵风响应优化阶段仅以复合材料铺层方向为设计变量，使得在不改变机翼重量的情况下满足阵风响应设计要求成为可能。

然而，上述现有技术存在分析精度相对差，不能保证屈曲失稳以及控制屈曲载荷裕度过大，成本相对大，延长研制周期。

发明内容

本发明提供一种基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析，其目的在于公开了一种复合材料铺层仿真的方法，解决了小型手抛无人机在初始设计阶段极限强度和屈曲的计算，为复合材料铺层的详细设计提供参考。

本发明技术方案如下：

基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，包括如下步骤：

步骤1：建立小型手抛无人机的有限元网格模型；

步骤2：建立复合材料属性数据库，设计复合材料初始铺层方案；

步骤3：分析无人机巡航状态，设计合理的边界条件，施加承受载荷，仿真无人机各部位、各铺层的极限强度及结构的屈曲稳定性；

步骤4：根据步骤3计算结果分析各部位、各铺层极限强度及结构屈曲稳定性是否满足设计要求，通过细化网格密度，重新设计复合材料铺层厚度、铺层角度、翼肋结构利位置以达到设计要求。

优点及效果：

(1)本专利一种基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析，经与类似机种试验结果对比，表明分析结果与试验结果具有良好的一致性，可以保证分析精度，具备结构设计借鉴价值；

(2)分析精度的提高，可以有效减少复合材料构件试验件数量，缩短研制周期，降低成本，能产生较大的经济效益。

附图说明

图1为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法四节点四边形板壳单元。

图2为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法某手抛小型无人机机翼几何外形。

图3为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法某手抛小型无人机机翼有限元模型。

图4为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法施加的边界和载荷，其中图中A为固定约束、B为施加在机翼下蒙皮上的均布载荷。

图5为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法机翼下蒙皮屈曲失稳状态。

图6为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法无人机机翼变形状态。

图7为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法分层显示应力状态。

图8为本发明基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法流程图。

具体实施方式

参见附图1-8所示。本发明涉及一种基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析，分析方法的步骤以小型手抛无人机机翼为例结果表述如下：某小型手抛无人机机翼的几何外形如图2所示，按步骤1构建机翼有限元模型，模型共计6931个四节点四边形板壳单元如图 2所示。复合材料选择T300/QY8911、PVC60，初始铺层方案如表2中所示。总体边界和载荷加载情况如图4所示：在机翼下蒙皮表面施加平行于Z轴正方向的均布载荷，对机翼与机身接触面上施加固定约束，包括平移和旋转6个自由度。

步骤1：建立小型手抛无人机的有限元网格模型：在HyperMesh软件中对无人机几何外形进行网格划分，对机翼、机身、垂直尾翼和水平尾翼四部分承载部件使用四节点四边形板壳单元，其构造形式如图1所示(图1中(x_i，y_i)为节点的位置坐标，(μ_i，ν_i)为节点分别在x 轴、y轴方向上的位移，b+b和a+a分别为x轴、y轴方向上节点密度)，网格节点密度保证5mm，在机翼与中翼连接处、尾翼与尾撑杆连接处网格需要进一步细化，网格密度保证2-3mm；中翼、尾撑和负载连接区域可二维三角形单元与四边形单元混合使用，网格密度保证8-10mm，负载连接区域网格密度5mm；由于负载区域对载荷影响不大，网格密度不做要求。在消除网格重合节点时，需要分区域进行，保证tolerance(tolerance值即HyperMesh能接受的节点间距，如果区域内两个节点间距小于该数值，则认为该两个节点需要做重合处理)大于等于该区域的最小间距，防止节点重合后改变几何外形。网格划分质量检测需要满足参数：warpage ＜5(翘曲度小于5度，依次沿对角线将四边形板壳单元分为两个三角形单元，两个三角形所在面构成的最大夹角即为翘曲度)，aspect＜5(长宽比小于5，单元最长边和最短边之比或最短对角节点距离)，chord dev＞0.5(弦长偏差大于0.5，当几何体中的圆弧或曲线以大量短直线近似模拟时，圆弧或曲线与直线段的垂直距离即为弦长偏差)，length(min)＜7.5(最小长度小于7.5，从节点到对角边的最短距离)，jacobian＞0.7(雅克比值大于0.7，雅克比是指单元向量与对应的全局坐标中的向量所形成的正弦值，用来表征单元的变形程度。例如对于四边形板壳单元，雅克比值为1时，说明四个角都是直角，质量最好，当雅克比值为0时，说明该单元发生严重变形，某个角度变为0度或180度)，taper＜0.5(锥度小于0.5，四边形对角节点连线分割成两个三角形，锥度等于1减去最小三角形面积除以四边形一半面积的比值)。网格划分的一般原则：(1)网格单元选择优先选择四节点或八节点四边形，由几何外形的限制其次可以选择三角形单元与四边形单元混合。(2)网格密度标准单元的边长通常以几何模型的最小尺寸确定，即如果几何模型的厚度是结构的最小尺寸，那么标准单元的边长应与此厚度相当。高应力区和应力集中区的单元应该细分，单元大小取决于计算精度、计算速度要求(3)网格质量检查网格的单元长度、长宽比、翘曲度、扭曲角、雅可比比率、弦偏离度。

步骤2：建立复合材料属性数据库，本发明中应用复合材料参见表1。在步骤1中建立的有限元网格模型基础上进行铺层设计，依据一般铺层设计原则给定初始铺层厚度、铺层角度、铺层顺序和铺层范围，以及关键稳定性部位的三明治结构。三明治结构是由两块面板之间夹一层轻质芯层组成，使用胶黏剂或者环氧树脂将面板与芯层胶结在一起，芯层主要包括泡沫、蜂窝或者轻木(BALSA木)。铺层设计一般原则：(1)除特殊需要外，应采用对称均衡铺层，以避免耦合引起翘曲。如果由于设计需要采用非对称或非均衡铺层时，应将非堆成和非均衡层靠近层合板中面。(2)0°方向纤维要保持与层内拉伸或压缩力方向一致，以最大限度地利用纤维沿轴向所具有的高强度和高刚度特性；90°方向纤维用以改善横向强度和调节泊松比；±45°方向纤维用以承受层内剪切内力。(3)由0°，90°，±45°层构成的层合板中，任一铺设角单层最少层数百分比一般应不小于6％。(4)同一铺设角的单层不宜过多集中在一起，实验证明超过4层时易出现树脂基体纵向开裂和层间应力增高。(5)±45°方向纤维层主要位于面板的外层，远离层合板中面，保证0°和90°方向纤维层位于层合板中面。(6) 铺层面积要包络住载荷的作用范围。本专利无人机初始铺层设计方案参见表2。

步骤3：无人机在巡航状态下承受的外力主要是由机翼产生的升力，因尾翼距气动中心较远产生较大的力臂故尾翼部分产生的升力数值较小，升力数值大小为无人机自身的重力 100N。在有限元计算时，该升力载荷作为均布载荷施加在机翼的吸力面上；考虑无人机在巡航时，主要的受力部件为机翼和机身，中翼与尾撑杆主要起到连接机翼和机身的作用，因此在中翼与尾撑杆处施加固定约束作为边界约束条件。极限强度是计算无人机上各部位承受的最大应力，判定各复合材料铺层是否发生破坏以及可能出现的破坏形式；屈曲计算是分析无人机各部位的稳定性，在承受载荷时无人机各部位是否会出现变形，复合材料是否会出现鼓包或者褶皱。

步骤4：本发明步骤3计算结果显示：在机翼与中翼连接部位应力达到1003MP·a，尾翼与尾撑连接部位应力达到50MPa，各部位芯材承受的应力均小于0.15MPa。在无人机上上述两处属于关键受力部位，需要进一步进行网格细化观察应力是否会继续增长；屈曲分析显示首阶屈曲模态载荷系数为0.236(小于1即发生屈曲失稳)，机翼吸力面上，距机翼与中翼连接处500mm范围内、在机翼前后缘中间处出现屈曲。经过优化，本发明步骤1中关键连接部位的网格密度为1mm时，应力变化在0.5％以内，因此可以确定在该载荷下无人机复合材料不会发生极限强度破坏。对于屈曲优化，首先增加了三明治结构中PVC的厚度，由3mm变成5mm，首阶屈曲模态载荷系数为0.412，其次在此基础上增加2层0°纤维铺层，首阶屈曲模态载荷系数为0.415，效果不明显，然后再增加两层90°纤维铺层，首阶屈曲模态载荷系数未发生变化，增加两层±45°方向纤维层后发现首阶屈曲模态载荷系数不增反降，变为0.351。若去除该区域的翼肋模板，用PVC填充机翼内腔，首阶屈曲模态载荷系数为6.258，虽然改善了屈曲状态，但是裕度过大不仅造成了材料浪费，而且增加了重量。在该区域内增加三个翼肋模板，其中两个靠近与中翼连接处，间隔为50mm，第三个与原翼肋模板间距为200mm，计算后首阶屈曲模态载荷系数为1.135，既保证机翼不会发生屈曲失稳，又控制了屈曲载荷裕度不至于过大。

实施例1

(1)极限强度的计算过程与计算结果：

有限元极限强度计算主要是求得各个节点的位移和各个单元的应力和应变，通过和复合材料的需用应力对比，以确定复合材料能否承受施加的载荷。

有限元各个单元任意一点的受力情况进行分析，沿坐标轴方向x，y，z分解得到平衡微分方程：

σ_i为单元在i轴上承受的应力(i为x、y、z轴)；τ_ij为单元在ij平面内承受的剪切应力 (i、j为x、y、z轴)；F_i为单元在i方向上承受的外载荷(i为x、y、z轴)。

假设单元在受力状态下存在微小位移和微小变形，得到应变向量和位移向量的关系如下：

ε_i为单元在i轴方向上的应变(i为x、y、z轴)，γ_ij为单元在i、j平面内的剪切应变(i、 j为x、y、z轴)，u、v、w分别为单元在x、y、z轴方向上的位移。

有限元单元的应力和应变还存在如下的物理关系：

E为材料的物氏模量，v为材料的泊松比。

由(1)(2)(3)式可以求出各个单元的应力和应变数值。在静态强度分析中，复合材料结构的许用强度[σ_k]被定义为：

复合材料的局部安全系数定义为：γ_Ma＝γ_M0×ΠC_ia

γ_M0＝1.35；

C1a＝1.35，复合材料的老化影响；

C2a＝1.1，温度影响；

C3a＝1.1，真空吸注成型；

1.2，手工湿法铺敷成型；

C4a＝1.0，后固化处理。

若各个单元的应力值小于复合材料的需用强度，则满足设计要求。计算结果如图5～图7、表3和表4所示。极限强度计算结果分层显示，可以看出满足设计要求。

(2)结构的屈曲计算过程与计算结果：

在一定变形状态下的结构静力平衡方程为：

[K+λK_G]{U}＝{P}

式中[K]：结构的弹性刚度矩阵；λ为屈曲特征值；[K_G]：结构的几何刚度矩阵；{U}：结构的整体位移向量；{P}：结构承受的外力向量。

机构的几何刚度矩阵可以通过将各个有限元单元的几何刚度矩阵相加获得，各个单元的几何刚度矩阵由以下各式获得。

[K_G]＝∑[k_G]，为有限元单元的标准几何刚度矩阵(可从专业参考书籍中查阅获得)，F为单元承受的结构内力。

在进行屈曲稳定性分析时，临界屈曲载荷P_cr被定义为：

P_cr＝λ_cr×P

式中，P为有限元结构模型的施加载荷，λ_cr为临界屈曲因子，起数值大小为1，负号表示与施加载荷方向相反。

当[K+λK_G]＜0时(λ＜λ_cr＝1)：已发生结构失稳；当[K+λK_G]＝0时(λ＝λ_cr＝1)：结构处于失稳的临界状态；当[K|λK_G]＞0时(λ＞λ_cr＝1)：结构稳定。其中λ的数值通过计算式获得。

屈曲发生在机翼蒙皮上如图5所示，一阶屈曲首先发生在下蒙皮，表3中一阶屈曲系数小于1说明临界屈曲载荷小于施加的均布载荷，蒙皮已经失稳，需要修改步骤2中铺层厚度、铺层角度、铺层顺序、三明治结构。按步骤4中的表述，经过优化后表4中一阶屈曲系数大于1，已满足设计要求。

表1手抛小型无人机选用的复合材料参数

参数	T300/QY8911	NRH-3-48	PVC60
				En/MPa	135000	13.79	56
E₂₂/MPa	8800	13.79	56
				G₁₂/MPa	4500	20.68	20
V₁₂	0.33	0.3	0.405
				ρ/g·cm^-3	1.614	0.03	0.06
X_t/MPa	1548	3.447	1.2
				X_c/MPa	1226	3.447	1.2
Y_t/MPa	55.5	3.447	1.2
				Y_c/MPa	218	3.447	1.2
S/MPa	89.9	1.034	20
				单层厚度/mm	0.15	1.0	3.0
材料简写	T	N	H

表2手抛无人机复合材料结构铺层方案

结构	铺层方案
		机翼	T₄₅/T_-45/T₀/T₉₀/T₀/T₉₀H₃/T₉₀/T₀/T₉₀/T₀/T_-45/T₄₅
翼肋模板	T₀/T₉₀H₃/T₉₀/T₀
		尾翼	T₄₅/T_-45/T₀/T₀/H₃//T₀/T₀/T₄₅/T₄₅
机身	T₀/T₀/T₀/N₃/T₀/T₀/T₀
		尾撑	T₀/T₀/T₀/H₁/T₀/T₀/T₀
载荷舱	T₀/T₀/T₀/T₀/N₁/T₀/T₀/T₀/T₀

在以上的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是以上描述仅是本发明的较佳实施例而已，本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，因此本发明不受上面公开的具体实施的限制。同时任何熟悉本领域技术人员在不脱离本发明技术方案范围情况下，都可利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均仍属于本发明技术方案保护的范围内。

Claims

1.一种基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，其特征为：包括如下步骤：

步骤1：建立小型手抛无人机的有限元网格模型；

步骤2：建立复合材料属性数据库；

步骤3：分析无人机巡航状态，设计合理的边界条件，施加承受载荷，仿真无人机的机身、机翼、尾翼和尾撑杆各部分的复合材料结构铺层的极限强度及结构的屈曲稳定性；

步骤4：根据步骤3计算结果分析各部位、各铺层极限强度及结构屈曲稳定性是否满足设计要求，通过细化网格密度，重新设计复合材料铺层厚度、铺层角度、翼肋结构和位置以达到设计要求。

2.根据权利要求1所述的基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，其特征为：所述步骤1进一步包括：对无人机几何外形进行网格划分，对机翼、机身、垂直尾翼和水平尾翼四部分承载部件使用四节点四边形板壳单元。

3.根据权利要求2所述的基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，其特征为：所述四节点四边形板壳单元构造为：设置节点坐标，其中：(x_i，y_i)为节点的位置坐标，(μ_i，v_i)为节点分别在x轴、y轴方向上的位移，b+b和a+a分别为x轴、y轴方向上节点密度，网格节点密度保证5mm，在机翼与中翼连接处、尾翼与尾撑杆连接处网格需要进一步细化，网格密度保证2-3mm；中翼、尾撑和负载连接区域可二维三角形单元与四边形单元混合使用，网格密度保证8-10mm，负载连接区域网格密度5mm；由于负载区域对载荷影响不大，网格密度不做要求；在消除网格重合节点时，需要分区域进行，如果区域内两个节点间距小于该数值，则认为该两个节点需要做重合处理；网格划分质量检测需要满足参数：翘曲度warpage＜5，长宽比aspect＜5，弦长偏差chord dev＞0.5，从节点到对角边的最短距离length(min)＜7.5，雅克比值jacobian＞0.7。

4.根据权利要求1所述的基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，其特征为：所述步骤2进一步包括，根据步骤1中建立的有限元网格模型基础上进行铺层设计，依据一般铺层设计原则给定初始铺层厚度、铺层角度、铺层顺序和铺层范围，以及关键稳定性部位的三明治结构；三明治结构是由两块面板之间夹一层轻质芯层组成，使用胶黏剂或者环氧树脂将面板与芯层胶结在一起，芯层主要包括泡沫、蜂窝或者轻木；所述铺层设计一般原则为：(1)采用对称均衡铺层，以避免耦合引起翘曲；如果由于设计需要采用非对称或非均衡铺层时，应将非堆成和非均衡层靠近层合板中面；(2)0°方向纤维要保持与层内拉伸或压缩力方向一致，以最大限度地利用纤维沿轴向所具有的高强度和高刚度特性；90°方向纤维用以改善横向强度和调节泊松比；±45°方向纤维用以承受层内剪切内力；(3)由0°，90°，±45°层构成的层合板中，任一铺设角单层最少层数百分比一般应不小于6％；(4)同一铺设角的单层不宜过多集中在一起；(5)±45°方向纤维层主要位于面板的外层，远离层合板中面，保证0°和90°方向纤维层位于层合板中面；(6)铺层面积要包络住载荷的作用范围。

5.根据权利要求1所述的基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，其特征为：所述步骤3进一步包括：无人机在巡航状态下承受的外力主要是由机翼产生的升力，因尾翼距气动中心较远产生较大的力臂故尾翼部分产生的升力数值较小，升力数值大小为无人机自身的重力100N；在有限元计算时，该升力载荷作为均布载荷施加在机翼的吸力面上；考虑无人机在巡航时，主要的受力部件为机翼和机身，中翼与尾撑杆主要起到连接机翼和机身的作用，因此在中翼与尾撑杆处施加固定约束作为边界约束条件；极限强度是计算无人机上各部位承受的最大应力，判定各复合材料铺层是否发生破坏以及可能出现的破坏形式；屈曲计算是分析无人机各部位的稳定性，在承受载荷时无人机各部位是否会出现变形，复合材料是否会出现鼓包或者褶皱。

6.根据权利要求1所述的基于复合材料铺层的小型手抛无人机的有限元分析方法，其特征为：所述步骤4进一步包括：根据步骤3计算结果显示：在机翼与中翼连接部位应力达到1003MPa，尾翼与尾撑连接部位应力达到50MPa，各部位芯材承受的应力均小于0.15MPa；在无人机上上述两处属于关键受力部位，需要进一步进行网格细化观察应力是否会继续增长；屈曲分析显示首阶屈曲模态载荷系数为0.236，机翼吸力面上，距机翼与中翼连接处500mm范围内、在机翼前后缘中间处出现屈曲；经过优化，在步骤1中关键连接部位的网格密度为1mm时，应力变化在0.5％以内，因此可以确定在该载荷下无人机复合材料不会发生极限强度破坏；对于屈曲优化，首先增加了三明治结构中PVC的厚度，由3mm变成5mm，首阶屈曲模态载荷系数为0.412，其次在此基础上增加2层0°纤维铺层，首阶屈曲模态载荷系数为0.415，效果不明显，然后再增加两层90°纤维铺层，首阶屈曲模态载荷系数未发生变化，增加两层±45°方向纤维层后发现首阶屈曲模态载荷系数不增反降，变为0.351；若去除该区域的翼肋模板，用PVC填充机翼内腔，首阶屈曲模态载荷系数为6.258，虽然改善了屈曲状态，但是裕度过大不仅造成了材料浪费，而且增加了重量；在该区域内增加三个翼肋模板，其中两个靠近与中翼连接处，间隔为50mm，第三个与原翼肋模板间距为200mm，计算后首阶屈曲模态载荷系数为1.135，既保证机翼不会发生屈曲失稳，又控制了屈曲载荷裕度不至于过大。