CN109299492A - 一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法 - Google Patents

一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109299492A
CN109299492A CN201810501936.0A CN201810501936A CN109299492A CN 109299492 A CN109299492 A CN 109299492A CN 201810501936 A CN201810501936 A CN 201810501936A CN 109299492 A CN109299492 A CN 109299492A
Authority
CN
China
Prior art keywords
round tube
double round
flexible double
spars
torsion angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201810501936.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109299492B (zh
Inventor
邓扬晨
张文博
卢元杰
詹光
贺集乐
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Original Assignee
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC filed Critical Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority to CN201810501936.0A priority Critical patent/CN109299492B/zh
Publication of CN109299492A publication Critical patent/CN109299492A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109299492B publication Critical patent/CN109299492B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明公开了一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法。所述验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法包括如下步骤：步骤1：预设扭转角；步骤2：获取待测柔性双圆管翼梁的参数；步骤3：根据所述待测柔性双圆管翼梁的参数计算所述待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；步骤4：判断实际扭转角是否等于预设扭转角，若是，则结束；若否，则调整所述待测柔性双圆管翼梁的参数，重复所述步骤3，直至所述步骤3中的实际扭转角等于所述预设扭转角。

Description

一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法
技术领域
本发明涉及飞机翼梁技术领域，特别是涉及一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法。
背景技术
如图1所示，现有技术中的柔性双圆管翼梁包括包括刚性内管1、柔性外管2、第一圆盘3、第二圆盘4；其中，所述第一圆盘3具有第一外端以及第一内端31；所述第二圆盘4的一侧与机身或机翼根部的骨架连接；所述柔性外管2内部中空；所述刚性内管1设置在所述柔性外管2内部；所述刚性内管1一端与旋转舵机连接，另一端与第一圆盘3的第一内端连接；所述柔性外管 2上设置有刚性卡箍，所述柔性外管2一端与所述第一圆盘3的第一外端连接，另一端与第二圆盘4的另一侧连接。
目前，针对这种新概念结构问题。通常采用有限元方法(FEM)去分析和解决，一般地，该方法的解决模式是属于“黑盒”模式，即从输入的变量/ 参数到输出结果的整个中间过程是个“黑盒”，外部无法知道各变量与输出结果之间存在的本构关系，因此，采用有限元法就无法深刻揭示柔性管梁中各参数之间的内在关系。另外，采用有限元方法的工作量也相当的大，程序复杂，容易出错。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本发明的目的在于提供一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
为实现上述目的，本发明提供一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法，所述验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法包括如下步骤：
步骤1：预设扭转角；
步骤2：获取待测柔性双圆管翼梁的参数；
步骤3：根据所述待测柔性双圆管翼梁的参数计算所述待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；
步骤4：判断实际扭转角是否等于预设扭转角，若是，则结束；若否，则调整所述待测柔性双圆管翼梁的参数，重复所述步骤3，直至所述步骤3中的实际扭转角等于所述预设扭转角。
优选地，所述步骤2中的待测柔性双圆管翼梁的参数包括柔性外管承受的扭矩MT；
柔性双圆管翼梁的外管展开后横向每一行正方形构件个数M；
柔性双圆管翼梁的外管展开后纵向每一行正方形构件个数N；
柔性双圆管翼梁的翼梁长度Lbi；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件对角线的长度Lsi；
柔性双圆管翼梁的梁的极惯性矩Jbi；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的极惯性矩Jsi；
柔性双圆管翼梁的梁的宽度为W1；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的宽度为W2；
柔性双圆管翼梁的梁的厚度为t1；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的厚度为t2；
外管的近似的惯性半径rm；
材料的杨氏模量E；
材料的剪切模量G；
水平位置梁的惯性矩I。
优选地，所述步骤3中的计算采用如下公式进行：
其中，Ψtip为待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；Ψb为梁的扭转角；MT表示翼梁外管承受的总扭矩，T代表一根梁分担的扭矩，f是每根梁圆周切向的合力，rm代表双圆管翼粱外管的半径，N是梁个数；Ψs为正方形构件对应的扭转角。
本申请采用力学建模、应用近似策略和数学推导等手段给出解析公式，所以，本申请给出的方法能够很好地揭示出这种柔性管中各自变量/参数与因变量之间的内在关系，同时，可以为开展此类柔性管的结构分析与设计提供了技术基础与方法手段。
附图说明
图1是现有技术的柔性双圆管翼梁的结构示意图。
图2是本申请一实施例的验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法的流程示意图。
图3是本申请的柔性双圆管翼梁中的外管展开后的结构示意图。
附图标记：
1 刚性内管 4 第二圆盘
2 柔性外管
3 第一圆盘
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。
图1是现有技术的柔性双圆管翼梁的结构示意图。
图2是本申请一实施例的验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法的流程示意图。
如图1所示的验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法包括如下步骤：
步骤1：预设扭转角；
步骤2：获取待测柔性双圆管翼梁的参数；
步骤3：根据所述待测柔性双圆管翼梁的参数计算所述待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；
步骤4：判断实际扭转角是否等于预设扭转角，若是，则结束；若否，则调整所述待测柔性双圆管翼梁的参数，重复所述步骤3，直至所述步骤3中的实际扭转角等于所述预设扭转角。
本申请采用力学建模、应用近似策略和数学推导等手段给出解析公式，所以，本申请给出的方法能够很好地揭示出这种柔性管中各自变量/参数与因变量之间的内在关系，同时，可以为开展此类柔性管的结构分析与设计提供了技术基础与方法手段。
在本实施例中，所述步骤2中的待测柔性双圆管翼梁的参数包括柔性外管承受的扭矩MT；
柔性双圆管翼梁的外管展开后横向每一行正方形构件个数M；(图3中每一个小方块)
柔性双圆管翼梁的外管展开后纵向每一行正方形构件个数N；
柔性双圆管翼梁的翼梁长度Lbi；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件对角线的长度Lsi；
柔性双圆管翼梁的梁的极惯性矩Jbi；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的极惯性矩Jsi；
柔性双圆管翼梁的梁的宽度为W1；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的宽度为W2；
柔性双圆管翼梁的梁的厚度为t1；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的厚度为t2；
近似的惯性半径rm；
材料的杨氏模量E；
材料的剪切模量G；
水平位置梁的惯性矩I。
在本实施例中，所述步骤3中的计算采用如下公式进行：
其中，Ψtip为待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；Ψb为梁的扭转角；MT表示翼梁外管承受的总扭矩，T代表一根梁分担的扭矩，f是每根梁圆周切向的合力， rm代表双圆管翼粱外管的半径，N是梁个数；Ψs为正方形构件对应的扭转角。
下面以举例的方式对本申请进行进一步阐述。可以理解的是，该举例并不构成对本申请的任何限制。
参见图3，在该实施例中，各个参数如下：
将N、L2和W2代入可得：d2＝17.6mm。
本申请中，M＝5,N＝4，以及t＝2mm，可求出d1＝13.6mm，rm＝7.8mm。
由公式得：k1＝0.75；代入公式得：由得：Φ＝0.19。
代入公式和得：对于梁构件的惯性矩由公式得：I＝W1trm 2＝365mm4。
由于每一个相同的构件尺寸及分布都取一样，将上述数据代入公式得双圆管翼梁扭转角为：
通过调整模型各构件尺寸参数的数值或者扭矩的大小可以获得所需要的翼梁扭转角，不改变上述模型尺寸将扭矩调整为MT＝2×103N·m，翼梁扭转角将变为31度，可见双圆管翼梁外管采用柔性结构组成，翼梢处可以获得较大的扭转变形。
相对于有限元方法，本申请的方法操作简单，且数据精准。
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 (3)

1.一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法，其特征在于，所述验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法包括如下步骤：
步骤1：预设扭转角；
步骤2：获取待测柔性双圆管翼梁的参数；
步骤3：根据所述待测柔性双圆管翼梁的参数计算所述待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；
步骤4：判断实际扭转角是否等于预设扭转角，若是，则结束；若否，则调整所述待测柔性双圆管翼梁的参数，重复所述步骤3，直至所述步骤3中的实际扭转角等于所述预设扭转角。
2.如权利要求1所述的验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法，其特征在于，所述步骤2中的待测柔性双圆管翼梁的参数包括柔性外管承受的扭矩MT；
柔性双圆管翼梁的外管展开后横向每一行正方形构件个数M；
柔性双圆管翼梁的外管展开后纵向每一行正方形构件个数N；
柔性双圆管翼梁的翼梁长度Lbi；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件对角线的长度Lsi；
柔性双圆管翼梁的梁的极惯性矩Jbi；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的极惯性矩Jsi；
柔性双圆管翼梁的梁的宽度为W1；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的宽度为W2；
柔性双圆管翼梁的梁的厚度为t1；
柔性双圆管翼梁的外管展开后的正方形构件的厚度为t2；
外管的近似的惯性半径rm；
材料的杨氏模量E；
材料的剪切模量G；
水平位置梁的惯性矩I。
3.如权利要求2所述的验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法，其特征在于，所述步骤3中的计算采用如下公式进行：
其中，Ψtip为待测柔性双圆管翼梁的实际扭转角；Ψb为梁的扭转角；MT表示翼梁外管承受的总扭矩，T代表一根梁分担的扭矩，f是每根梁圆周切向的合力，rm代表双圆管翼粱外管的半径，N是梁个数；Ψs为正方形构件对应的扭转角。
CN201810501936.0A 2018-05-23 2018-05-23 一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法 Active CN109299492B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810501936.0A CN109299492B (zh) 2018-05-23 2018-05-23 一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810501936.0A CN109299492B (zh) 2018-05-23 2018-05-23 一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109299492A true CN109299492A (zh) 2019-02-01
CN109299492B CN109299492B (zh) 2023-04-18

Family

ID=65167708

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810501936.0A Active CN109299492B (zh) 2018-05-23 2018-05-23 一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109299492B (zh)

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT8721130A0 (it) * 1986-11-24 1987-06-30 Int Standard Electric Corp Dispositivo per misurare il modulo di elasticita' e metodi particolarmente adatti per provare materiali cedevoli.
US5850044A (en) * 1997-10-30 1998-12-15 Sandia National Laboratories Load cell
RU2131836C1 (ru) * 1997-08-01 1999-06-20 Трифонов Владимир Иванович Резервуар с устройством для отвода ливневых вод с плавающей крыши
CA2570544A1 (en) * 2004-06-24 2006-01-05 Koheras A/S Improvements to articles comprising an optical fibre with a fibre bragg grating and methods of their production
JP2010240656A (ja) * 2009-04-01 2010-10-28 Jfe Steel Corp トーションビームの製造方法
CN103399976A (zh) * 2013-06-27 2013-11-20 长城汽车股份有限公司 车辆预载自动计算方法
CN104166758A (zh) * 2014-08-07 2014-11-26 东北大学 一种转子-叶片耦合系统固有频率的确定方法
CN104933309A (zh) * 2015-06-23 2015-09-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种计算两端具有弹性约束的待测杆的屈曲载荷的方法
CN104951610A (zh) * 2015-06-23 2015-09-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种建模方法、测试弯矩的方法以及测试挠度的方法
CN105841625A (zh) * 2014-12-08 2016-08-10 东芝电梯株式会社 构成电梯轿厢的镜面板的变形检测方法以及变形检测装置
CN106055764A (zh) * 2016-05-26 2016-10-26 华北电力大学（保定） 基于三维壳有限元‑梁模型的风力机叶片位移计算方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT8721130A0 (it) * 1986-11-24 1987-06-30 Int Standard Electric Corp Dispositivo per misurare il modulo di elasticita' e metodi particolarmente adatti per provare materiali cedevoli.
RU2131836C1 (ru) * 1997-08-01 1999-06-20 Трифонов Владимир Иванович Резервуар с устройством для отвода ливневых вод с плавающей крыши
US5850044A (en) * 1997-10-30 1998-12-15 Sandia National Laboratories Load cell
CA2570544A1 (en) * 2004-06-24 2006-01-05 Koheras A/S Improvements to articles comprising an optical fibre with a fibre bragg grating and methods of their production
JP2010240656A (ja) * 2009-04-01 2010-10-28 Jfe Steel Corp トーションビームの製造方法
CN103399976A (zh) * 2013-06-27 2013-11-20 长城汽车股份有限公司 车辆预载自动计算方法
CN104166758A (zh) * 2014-08-07 2014-11-26 东北大学 一种转子-叶片耦合系统固有频率的确定方法
CN105841625A (zh) * 2014-12-08 2016-08-10 东芝电梯株式会社 构成电梯轿厢的镜面板的变形检测方法以及变形检测装置
CN104933309A (zh) * 2015-06-23 2015-09-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种计算两端具有弹性约束的待测杆的屈曲载荷的方法
CN104951610A (zh) * 2015-06-23 2015-09-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种建模方法、测试弯矩的方法以及测试挠度的方法
CN106055764A (zh) * 2016-05-26 2016-10-26 华北电力大学（保定） 基于三维壳有限元‑梁模型的风力机叶片位移计算方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
唐斌: "基于精确动态刚度矩阵法的内燃机轴系扭转、纵向及弯曲三维耦合振动研究", 《优秀硕士学位论文全文数据库》 *
左亚东: "非粘合柔性立管结构响应数值分析研究" *
景武: "基于CFD/CSD的大展弦比机翼气动弹性分析" *
邓杨晨: "用于翼面的一种柔性驱动结构的数值仿真分析", 《飞机设计》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109299492B (zh) 2023-04-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107357992B (zh) 基于聚类分析的复合材料结构有限元模型修正方法
CN108121855B (zh) 基于仿生柔性机翼的小型无人飞行器飞行动力学优化方法
Xie et al. Static aeroelastic analysis of very flexible wings based on non-planar vortex lattice method
CN108035237A (zh) 一种抑制桥梁颤振及涡振的翼板系统及其控制方法
CN102749181A (zh) 一种基于动量原理的风洞试验方法
Xie et al. Static aeroelastic analysis including geometric nonlinearities based on reduced order model
Peloux et al. Formulation of a 4-DoF torsion/bending element for the formfinding of elastic gridshells
CN206876375U (zh) 一种模拟全动舵面颤振模型弯扭支撑刚度的装置
CN111581784B (zh) 一种基于数据驱动自适应准稳态模型的扑翼运动参数优化方法
CN105787212A (zh) 一种抗气动弹性变形的风力机翼型设计方法
CN103994878A (zh) 一种飞机活动翼面的综合试验验证方法
CN104849016B (zh) 一种微量风洞天平及其测试方法
CN107066701A (zh) 基于航天器的动力学特性试验的模型构建方法
Bosch et al. Nonlinear aeroelasticity, flight dynamics and control of a flexible membrane traction kite
CN104066976B (zh) 具有几何扫掠的风力涡轮机叶片
CN108595790A (zh) 基于动态方程的高超声速飞行器耦合分析方法
CN106672260A (zh) 一种大展弦比机翼型架构型设计方法
CN109902384A (zh) 一种基于气弹模型的风力机柔性叶片预弯预扭设计方法
CN114611420A (zh) 非定常气动力计算精度评估及修正方法
Park et al. Loosely coupled multibody dynamics–CFD analysis for a rotor in descending flight
CN109299492A (zh) 一种验证柔性双圆管翼梁扭转变形的方法
CN207987704U (zh) 一种抑制桥梁颤振及涡振的翼板系统
CN106773782B (zh) 一种气动伺服弹性混合建模方法
Cooper et al. Optimization of a scaled SensorCraft model with passive gust alleviation
Kier An integrated loads analysis model for wake vortex encounters

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant