CN112733255A - 一种撑杆机翼飞机的主翼盒与辅助撑杆刚度配置优化方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于飞机结构优化领域，涉及一种撑杆机翼飞机的主翼盒与辅助撑杆刚度配置优化方法。该方法包括：在飞机的限制载荷下对机翼主翼盒进行结构优化，使得主翼盒满足限制载荷下的强度约束；将此时得到的机翼主翼盒的结构刚度作为的后续优化设计的刚度下限；在完整的结构传力系统内，保持机翼主翼盒的刚度下限，在极限载荷下优化撑杆的刚度，使得撑杆至少满足其自身的强度约束，将此时得到的撑杆的刚度，作为辅助撑杆的刚度下限；结构传力系统包括机翼主翼盒和撑杆。

Description

一种撑杆机翼飞机的主翼盒与辅助撑杆刚度配置优化方法
技术领域
本发明属于飞机结构优化领域，涉及一种撑杆机翼飞机的主翼盒与辅助撑杆刚度配置优化方法。
背景技术
常规撑杆机翼布局的飞机，大多选用静定的简单传力系统进行结构布置与优化设计，即将撑杆作为主传力结构，不允许破损。撑杆在遭受到外来物冲击时，可能会导致飞机的整体传力系统失效，具有较大的飞行安全隐患。
发明内容
发明目的：针对撑杆机翼布局飞机，本专利引入破损安全设计理念，提出了一种机翼作为主传力结构，撑杆作为辅助传力结构的飞机结构刚度匹配的优化设计方法，提高飞机结构的安全性，以确保飞机的撑杆在遭受飞鸟等外来物冲击失效后，只凭借机翼主翼盒仍能够安全返航。
技术方案：
一种撑杆机翼飞机的主翼盒与辅助撑杆刚度配置优化方法，包括：
步骤1、确定结构优化的设计原则；设计原则包括：机翼的主翼盒作为主要传力结构，撑杆作为辅助传力结构，确保在辅助撑杆遭受未来物冲击而可能破坏时，主翼盒须至少单独可承受飞机的限制载荷，确保飞机安全返航；
步骤2、基于步骤1的设计原则，在飞机的限制载荷下对机翼主翼盒进行结构优化，使得其满足限制载荷下的强度约束，将此时得到的机翼主翼盒的结构刚度作为的后续优化设计的刚度下限；
步骤3、将具有刚度下限的机翼主翼盒与辅助撑杆组成完整的结构传力系统，保持机翼主翼盒的刚度为步骤2中所得的给刚度下限，在极限载荷下优化辅助撑杆的刚度，使得辅助撑杆至少满足其自身的强度约束，将此时得到的辅助撑杆的刚度，作为辅助撑杆的刚度下限；
步骤4、以步骤2与3中得到的机翼主翼盒的结构刚度与辅助撑杆的刚度为下限，对飞机撑杆机翼整个传力系统进行设计载荷下的结构优化设计，使其整体至少能够承受极限载荷，即在极限载荷下进行结构的参数优化。
所述方法还包括：
将最终得到整个飞机机翼主翼盒与辅助撑杆的设计参数下限，用于后续的结构设计。
主翼盒是左右贯通的机翼。
步骤2的强度约束为：主翼盒满足结构稳定性和材料许用应力要求。
步骤3的强度约束为：辅助撑杆满足结构稳定性和材料许用应力要求。
步骤2和步骤3的结构优化的目标：结构重量最轻。
步骤4的结构优化目标位：结构重量最轻的同时，辅助撑杆载荷尽可能小。
一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述方法。
有益效果：
针对撑杆机翼布局飞机，本专利引入破损安全设计理念，提出了一种机翼作为主传力结构，撑杆作为辅助传力结构的飞机结构刚度匹配的优化设计方法，以确保飞机的撑杆在遭受飞鸟等外来物冲击而失效后，只凭借机翼主翼盒仍能够安全返航，提高了飞机结构的安全性。
具体实施方式
常规撑杆机翼布局的飞机大多为单传力结构设计，即将撑杆作为主传力结构，不允许破损，否则飞机的整体传力会失效。针对撑杆机翼布局飞行器，本专利引入破损安全设计理念，提出了一种主翼盒与辅助撑杆刚度配置优化设计方法。主要包括以下内容：
(1)确定设计原则为：将机翼的主翼盒作为主要传力结构进行设计，将撑杆作为辅助传力结构进行设计，以确保在辅助撑杆遭受未来物冲击或而可能破坏时，主翼盒须至少单独可承受飞机的限制载荷。
(2)在飞机的限制载荷下对机翼主翼盒进行结构优化，使得其满足限制载荷下的强度约束。将此时得到的机翼主翼盒的结构刚度作为的后续主翼盒优化设计的刚度下限。
(3)将具有刚度下限的机翼主翼盒与辅助撑杆组成完整的结构传力系统，保持机翼主翼盒的刚度为(2)中所得的下限，在极限载荷下优化辅助撑杆的刚度，使得辅助撑杆至少满足其自身的强度约束。将此时得到的辅助撑杆的刚度，作为辅助撑杆的刚度下限。
(4)以步骤(2)与(3)中得到的机翼主翼盒与辅助撑杆的刚度为下限，对飞机的撑杆机翼完整的主传力系统进行设计载荷下的结构优化设计，使其整体至少能够承受极限载荷，即在极限载荷下进行结构参数的优化设计。
(5)最终得到整个飞机机翼主翼盒与辅助撑杆的设计参数，用于指导后续的详细结构设计。
(6)这里的强度约束，是指结构参数优化设计时，需要满足的结构强度要求，如材料的许用应力、稳定性控制指标等等。

Claims (8)

1.一种撑杆机翼飞机的主翼盒与辅助撑杆刚度配置优化方法，其特征在于，包括：
步骤1、确定结构优化的设计原则；设计原则包括：机翼的主翼盒作为主要传力结构，撑杆作为辅助传力结构，确保在辅助撑杆遭受未来物冲击而可能破坏时，主翼盒须至少单独可承受飞机的限制载荷，确保飞机安全返航；
步骤2、基于步骤1的设计原则，在飞机的限制载荷下对机翼主翼盒进行结构优化，使得其满足限制载荷下的强度约束，将此时得到的机翼主翼盒的结构刚度作为的后续优化设计的刚度下限；
步骤3、将具有刚度下限的机翼主翼盒与辅助撑杆组成完整的结构传力系统，保持机翼主翼盒的刚度为步骤2中所得的给刚度下限，在极限载荷下优化辅助撑杆的刚度，使得辅助撑杆至少满足其自身的强度约束，将此时得到的辅助撑杆的刚度，作为辅助撑杆的刚度下限；
步骤4、以步骤2与3中得到的机翼主翼盒的结构刚度与辅助撑杆的刚度为下限，对飞机撑杆机翼整个传力系统进行设计载荷下的结构优化设计，使其整体至少能够承受极限载荷，即在极限载荷下进行结构的参数优化。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
将最终得到整个飞机机翼主翼盒与辅助撑杆的设计参数下限，用于后续的结构设计。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，主翼盒是左右贯通的机翼。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤2的强度约束为：主翼盒满足结构稳定性和材料许用应力要求。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤3的强度约束为：辅助撑杆满足结构稳定性和材料许用应力要求。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤2和步骤3的结构优化的目标：结构重量最轻。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤4的结构优化目标位：结构重量最轻的同时，辅助撑杆载荷尽可能小。
8.一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一所述的方法。
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