CN108100221A - 一种飞机机翼非线性分析方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机机翼非线性分析方法，其包括：步骤一：机翼模型简化‘步骤二：载荷坐标系建立；步骤三：载荷简化；步骤四：跟随载荷定义；步骤五：非线性分析。本发明的飞机机翼非线性分析方法考虑结构变形和载荷跟随，其主要特点是：机翼模型按刚度等效进行简化、机翼气动载荷和惯性载荷分别施加、各肋气动载荷跟随各肋站位机翼总体变形进行定义，最终完善了传统计算方法，所计算得到的结果更为准确，可提高机翼应力分析水平，为减轻飞机机翼结构重量提供支持。

Description

一种飞机机翼非线性分析方法
技术领域
本发明属于飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种飞机机翼非线性分析方法。
背景技术
目前飞机机翼应力分析均采用有限元线性应力分析方法，对于展弦比较小的机翼，结构变形较小，线性应力分析结果较为准确；对于展弦比较大的机翼，结构变形较大，若不考虑结构变形的影响，则应力分析结果存在偏差，若采用传统的非线性分析方法，由于机翼应力分析模型规模较大，对计算设备要求较高，计算周期较长。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞机机翼非线性分析方法，针对大展弦比机翼非线性应力分析，解决由于机翼应力分析模型规模较大，目前进行非线性应力分析代价较大，一般仅进行有限元线性应力分析，从而有效的解决了大展弦比机翼考虑结构变形和载荷跟随的非线性应力分析问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机机翼非线性分析方法，其包括
步骤一：机翼模型简化
根据机翼受力特性，按刚度等效对机翼前、后缘结构模型进行简化；
步骤二：载荷坐标系建立
计算机翼主盒段各肋的几何中心，在各肋平面内，以各肋的几何中心为原点，以翼盒前后翼型高度中点连线方向为X轴，肋平面法向为Y轴方向，肋平面内垂直X轴方向为Z轴方向，建立各肋的局部载荷坐标系；
步骤三：载荷简化
将气动载荷简化为各肋局部载荷坐标系下的三个方向载荷，即航向载荷沿x方向、侧向载荷沿y方向和垂向载荷沿z方向；
将惯性载荷在全机坐标系下三个方向载荷；
步骤四：跟随载荷定义
在机翼变形中，使各肋所受的航向气动载荷始终沿翼盒模型前后翼型高度中点连线方向，使各肋所承受的侧向气动载荷始终沿翼盒模型翼肋平面法向，使各肋所承受的垂向气动载荷始终沿垂直于前后翼型高度中点连线方向；
对各肋惯性载荷，在飞机全机坐标系中定义，始终沿航向、侧向和垂向；
步骤五：非线性分析
基于机翼结构大变形和步骤四定义的跟随载荷对机翼主盒段进行非线性应力分析。
在本发明优选实施例中，所述机翼前后缘结构包括活动翼面和固定前后缘。
在本发明优选实施例中，所述刚度中心的定义为：在不考虑扭转情况下各抗侧力单元层剪力的合力中心。
在本发明优选实施例中，所述局部载荷坐标系符合右手坐标系定则。
本发明的飞机机翼非线性分析方法考虑结构变形和载荷跟随，其主要特点是：机翼模型按刚度等效进行简化、机翼气动载荷和惯性载荷分别施加、各肋气动载荷跟随各肋站位机翼总体变形进行定义，最终完善了传统计算方法，所计算得到的结果更为准确，可提高机翼应力分析水平，为减轻飞机机翼结构重量提供支持。
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为本发明的飞机机翼非线性分析方法流程图。
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。
如图1所示为本发明的飞机机翼非线性分析方法流程图，飞机机翼非线性分析方法具体包括如下步骤：
(一)将机翼模型进行简化
考虑到机翼主盒段为主承力结构，故采用机翼主盒段真实模型；机翼前后缘结构占机翼总体刚度比例较小，且结构复杂，故按刚度等效对模型进行简化，上述机翼前后缘结构包括活动翼面和固定前后缘。
(二)载荷坐标系建立
对机翼主盒段模型，按各肋站位求刚心，这里的刚度中心是指在不考虑扭转情况下各抗侧力单元层剪力的合力中心。在各肋平面内，以各肋站位处翼盒刚心为原点，翼盒前后高度中点连线方向为X轴，肋平面法向为Y轴方向，肋平面内垂直X轴方向为Z轴方向，建立各肋局部载荷坐标系，所述坐标系右手坐标系。
(三)对机翼载荷进行简化
气动载荷和惯性载荷分别简化，气动载荷简化为各肋局部载荷坐标系下的三个方向载荷，即航向载荷沿x方向、侧向载荷沿y方向和垂向载荷沿z方向，而将左右半个翼肋间距的惯性载荷在各肋局部载荷坐标系下求总载。
(四)跟随载荷定义
在机翼变形中，对各肋局部载荷按以下跟随：对各肋气动载荷航向载荷(局部坐标系X向)始终沿翼盒模型前后高度中点连线方向，对各肋气动载荷侧向载荷(局部坐标系Y向)始终沿翼盒模型翼肋平面法向，对各肋气动载荷垂向载荷(局部坐标系Z向)始终沿翼盒模型弦平面法向。
对各肋惯性载荷，在飞机全机坐标系中定义，始终沿过载方向，及航向、侧向和垂向。
(五)非线性分析
考虑机翼结构大变形和步骤四定义的跟随载荷进行非线性应力分析。
本发明的飞机机翼非线性分析方法考虑结构变形和载荷跟随，其主要特点是：机翼模型按刚度等效进行简化、机翼气动载荷和惯性载荷分别施加、各肋气动载荷跟随各肋站位机翼总体变形进行定义，最终完善了传统计算方法，所计算得到的结果更为准确，可提高机翼应力分析水平，为减轻飞机机翼结构重量提供支持。
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)

1.一种飞机机翼非线性分析方法，其特征在于，飞机机翼非线性分析方法包括
步骤一：机翼模型简化
根据机翼受力特性，按刚度等效对机翼前、后缘结构模型进行简化；
步骤二：载荷坐标系建立
计算机翼主盒段各肋的几何中心，在各肋平面内，以各肋的几何中心为原点，以翼盒前后翼型高度中点连线方向为X轴，肋平面法向为Y轴方向，肋平面内垂直X轴方向为Z轴方向，建立各肋的局部载荷坐标系；
步骤三：载荷简化
将气动载荷简化为各肋局部载荷坐标系下的三个方向载荷，即航向载荷沿x方向、侧向载荷沿y方向和垂向载荷沿z方向；
将惯性载荷在全机坐标系下三个方向载荷；
步骤四：跟随载荷定义
在机翼变形中，使各肋所受的航向气动载荷始终沿翼盒模型前后翼型高度中点连线方向，使各肋所承受的侧向气动载荷始终沿翼盒模型翼肋平面法向，使各肋所承受的垂向气动载荷始终沿垂直于前后翼型高度中点连线方向；
对各肋惯性载荷，在飞机全机坐标系中定义，始终沿航向、侧向和垂向；
步骤五：非线性分析
基于机翼结构大变形和步骤四定义的跟随载荷对机翼主盒段进行非线性应力分析。
2.根据权利要求1所述的飞机机翼非线性分析方法，其特征在于，所述机翼前后缘结构包括活动翼面和固定前后缘。
3.根据权利要求1所述的飞机机翼非线性分析方法，其特征在于，所述刚度中心的定义为：在不考虑扭转情况下各抗侧力单元层剪力的合力中心。
4.根据权利要求1所述的飞机机翼非线性分析方法，其特征在于，所述局部载荷坐标系符合右手坐标系定则。
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