CN112926133A - 飞行器机翼重量计算方法及装置 - Google Patents

飞行器机翼重量计算方法及装置 Download PDF

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CN112926133A CN202110177659.4A CN202110177659A CN112926133A CN 112926133 A CN112926133 A CN 112926133A CN 202110177659 A CN202110177659 A CN 202110177659A CN 112926133 A CN112926133 A CN 112926133A
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刘刚
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赵欣
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Abstract

本申请提供一种飞行器机翼重量计算方法及装置。其中，所述方法包括：获取飞行器机翼设计参数；基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量；输出所述飞行器机翼总重量。这样，通过将机翼设计参数与结构尺寸及结构重量联系起来并充分考虑实际的受载情况及强度要求，建立一种“参数—结构—重量”的计算框架，可以更为便捷、可靠、准确地估算机翼重量。

Description

飞行器机翼重量计算方法及装置
技术领域
本申请涉及飞行器设计技术领域，尤其涉及一种飞行器机翼重量计算方法及装置。
背景技术
飞行器机翼重量估算是总体设计过程中必不可少的重要环节，其精度决定了飞行器设计的有效性与合理性。在以往进行飞行器总体设计时，对于机翼重量计算一般采用经验公式方法，工程梁理论分析法以及结构有限元方法。其中，在采用经验公式计算时，需要具有相似机翼布局飞行器的机翼重量统计数据，并且估算值的误差较大。而采用有限元理论计算方法时，需要有详细的结构模型并将离散的有限单元施加载荷与边界条件，在结构分析的基础上得到满足刚强度与结构稳定性的结构最小重量。但在初始设计时，一般没有确定的结构设计数据，需要进行复杂的有限元网格划分与分析。所以该方法仅适用于在详细设计和定型设计阶段使用。
因此，需要提供一种飞行器机翼重量计算方法及装置。这样，通过将机翼设计参数与结构尺寸及结构重量联系起来并充分考虑实际的受载情况及强度要求，建立一种“参数—结构—重量”的计算框架，可以更为便捷、可靠、准确地估算机翼重量。
发明内容
本申请实施例提供一种飞行器机翼重量计算方法。
具体的，一种飞行器机翼重量计算方法，包括：
获取飞行器机翼设计参数；
基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；
根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量；
输出所述飞行器机翼总重量。
进一步的，所述飞行器机翼设计参数至少包括机翼设计材料的密度、机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度中至少一个设计参数。
进一步的，基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量之前，还包括：
通过气动仿真模型，计算所述飞行器机翼在模拟飞行工况下的展向升力系数分布以及飞行器升力系数。
进一步的，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝Wsi+Wbi
其中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量，Wbi为翼梁结构单元承弯重量；
Figure BDA0002940505680000021
Figure BDA0002940505680000022
式中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。
进一步的，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝ρm∫[c(yi)(wutmpu(i)+wltmpl(i))]dz(i)
式中，ρm为蒙皮的材料重量密度，wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度。
进一步的，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝kexpkrρrSlidref
式中，kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。
进一步的，根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量之前，还包括确认飞行器机翼辅件的重量。
进一步的，根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量具体包括：
根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼结构单元总重量；
根据所述飞行器机翼结构单元总重量以及所述辅件的重量，计算飞行器机翼总重量；
其中，所述飞行器机翼总重量的计算函数表示如下：
Figure BDA0002940505680000031
式中，Wwing为飞行器机翼总重量，Wmi为飞行器机翼结构单元重量，Wsec为飞行器机翼辅件的重量。
本申请实施例还提供一种飞行器机翼重量计算装置。
具体的，一种飞行器机翼重量计算装置，包括：
获取模块，用于获取飞行器机翼设计参数；
计算模块，用于基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；其中，所述计算模块还用于根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量；
输出模块，用于输出所述飞行器机翼总重量。
进一步的，所述计算模块还用于通过气动仿真模型，计算所述飞行器机翼在模拟飞行工况下的展向升力系数分布以及飞行器升力系数。
本申请实施例提供的技术方案，至少具有如下有益效果：
通过将机翼设计参数与结构尺寸及结构重量联系起来并充分考虑实际的受载情况及强度要求，建立一种“参数—结构—重量”的计算框架，可以更为便捷、可靠、准确地估算机翼重量。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例提供的一种飞行器机翼重量计算方法的流程图。
图2为本申请实施例提供的一种飞行器机翼重量计算装置的结构示意图。
100 飞行器机翼重量计算装置
11 获取模块
12 计算模块
13 输出模块
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
请参照图1，本申请公开飞行器机翼重量计算方法，包括：
S100：获取飞行器机翼设计参数。
可以理解的是，飞行器的稳定飞行需要各部件的紧密配合。机翼作为飞行器必不可少的部件，能够产生足够的升力保证飞行器的稳定飞行。但是，相同的大气条件下，不同重量的机翼飞行状态有所不同。机翼的重量分布对飞行器的载荷、飞行状态有较大影响，其精度决定了飞行器设计的有效性与合理性。因此，飞行器机翼重量计算是飞行器设计过程中必不可少的重要环节。如果设计的机翼重量占比不合适，无法保证飞行器的稳定飞行。所以，飞行器进行初始设计时，需要重点考虑飞行器机翼重量占比的问题。在设计飞行器机翼时，会对应有系列的机翼设计参数。例如，机翼设计的初始结构、外观形状、尺寸、选用材料、相对于飞行器机身的位置等。所述参数均可直接影响所设计的飞行器的飞行状态。所以，在进行机翼重量计算时，需要获取所述参数的设计值。可以理解的是，这里所述机翼设计的初始结构、外观形状、尺寸、选用材料、相对于飞行器机身的位置等设计参数，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。
进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述飞行器机翼设计参数至少包括机翼设计材料的密度、机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度中至少一个设计参数。
可以理解的是，飞行器进行初始设计时，需要充分考虑飞行器机翼重量占比对飞行器飞行状态的影响。虽然在进行飞行器设计时会对应有一系列的设计参数，但由于没有确定的设计结构，所以并不会有详细的设计结构数据。此时，能够确定的机翼相关初始设计参数有限。通过所述确定的初始设计参数，能够为机翼的初始外形建模提供数据基础。所述机翼初始外形的确定与机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度息息相关。通过确定所述参数，能够使得建立的机翼模型更为精准。通过所述初始机翼模型的建立，能够获取到初始设计方案中的机翼相关结构的参考数值，从而为机翼重量的计算提供基础。另外，由于不同的材料具有不同的密度，所以相同体积的同一设计结构选取不同材料，其重量也不同。所以，进行设计机翼时，还需要充分考虑设计材料选取的问题。不同设计材料的机翼，对应的机翼重量也是不同的。在机翼设计结构尺寸相同的条件下，不同密度的材料产生的升力也是不同的。因此，为了便于机翼重量的准确计算，需获取机翼设计材料的密度、机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度中至少一个设计参数。可以理解的是，这里所述获取的机翼设计参数的具体值，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。
进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量之前，还包括：
通过气动仿真模型，计算所述飞行器机翼在模拟飞行工况下的展向升力系数分布以及飞行器升力系数。
可以理解的是，机翼能够为飞行器的飞行提供稳定的升力。机翼产生的升力计算公式为：升力＝1/2*空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数。由此可知，机翼产生的升力大小除了与空气密度、飞行速度和机翼面积有关外，还与机翼升力系数有关。其中，所述机翼面积由机翼设计的外形尺寸决定。所述机翼升力系数与机翼横剖面的形状(翼型)、气流与机翼所成的角度(迎角)等有关。在相同飞行条件下，不同设计方案的机翼对应有不同的机翼面积以及翼型。所以，不同设计方案的机翼能够产生的升力均不同。为了准确计算机翼重量，需充分考虑机翼设计方案对于飞行器实际飞行过程中飞行状态的影响。为了获得对应设计方案中机翼对于飞行器飞行状态的影响，需模拟对应的飞行器实际飞行状态，即进行气动仿真。这样，可以通过计算得到在模拟飞行工况下飞行器机翼沿展向分布的升力系数以及飞行器整机升力系数。
具体的，所述飞行器机翼沿机翼展向任意位置的气动载荷分布函数，可由如下公式进行计算：
Figure BDA0002940505680000071
式中，Cl为飞行器的整体升力系数，可由气动分析过程获得；y为机翼相对于翼根的任意展向位置；c(y)为展向任意位置的弦长；cav为机翼几何平均弦长；Cζ(y)为展向环量分布函数。所述c(y)、cav、Cζ(y)可分别由如下公式得出：
Figure BDA0002940505680000072
Figure BDA0002940505680000073
式中，CL(y)为展向升力系数分布，该参数可通过建立起机翼三维模型，在实际的工况下利用计算流体力学软件仿真得到；CR为机翼根弦长度；S为机翼的有效面积，可以表示为：
Figure BDA0002940505680000074
这样，通过对建立的三维模型进行气动仿真，可以获得机翼在实际飞行工况下的展向系数分布，进而为机翼重量计算提供了准确的数据基础。可以理解的是，这里所述公式均为用于获得机翼在实际工况下展向升力系数分布的计算公式，可以采用不同的方式。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
S200：基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量。
可以理解的是，结合飞行器机翼的设计结构、设计参数、气动载荷等机翼重量影响因素，可以在避免复杂的有限元分析过程的同时更为精准地计算飞行器机翼的重量。其中，所述气动载荷通过对所设计的机翼以及飞行器进行气动仿真计算得到。所述设计参数通过获取初始设计方案中机翼设计材料的密度、机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度中至少一个设计参数可以得到。所述设计结构通过建立机翼的三维模型可以获得。但是初始设计时，由于没有确定的具体设计结构，所以所述机翼的三维模型中仅有简单的主要结构。例如。用于传递空气动力以及气动载荷的蒙皮结构，或是用于维持机翼翼型基本形状并将蒙皮受到的局部气动载荷传递给翼梁的翼肋结构，或是用于维持机翼展向基本形状的翼梁结构。由此可知，机翼并非简单的规则的机械结构。因此，需要将机翼结构划分为数段结构单元之后，再通过相应的计算函数进行计算。即，机翼结构离散化为翼段，分别计算各机翼翼段的重量。这样，通过计算各翼段的重量之后再进行机翼总重量的计算，可是使得机翼重量更为精准。此时，可根据设计材料的效率因子、极限抗压强度等参数确定机翼分段数量以及各段之间的距离。在机翼离散化的同时，机翼的主要结构被离散为相应数量以及尺寸的结构段。可以理解的是，这里所述机翼离散化之后的翼段具体数量及具体尺寸，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。
进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝Wsi+Wbi
其中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量，Wbi为翼梁结构单元承弯重量；
Figure BDA0002940505680000081
Figure BDA0002940505680000082
式中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。
可以理解的是，为了使得机翼重量更为精准，需将机翼离散为相应的翼段，分别计算各翼段的重量之后再进行机翼总重量的计算。当机翼的初始设计方案中仅包括组成机翼的翼梁时，需要根据翼梁结构单元重量的计算公式进行机翼结构单元的重量计算。其中，由于所述翼梁在实际飞行中需同时承受机翼的弯矩和剪力，所以进行翼梁结构单元的重量计算时，需同时考虑其承剪重量和承弯重量。此时，飞行器机翼结构单元重量计算函数为：Wmi＝Wsi+Wbi。式中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量，Wbi为翼梁结构单元承弯重量。
具体的，所述翼梁结构单元承剪重量Wsi计算公式为：
Figure BDA0002940505680000091
式中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力。其中，所述机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力Fs(y)可通过如下公式计算：
Figure BDA0002940505680000092
式中，bzl为翼梁的结构长度，c(y)为展向任意位置的弦长，q为动压。其中，假设翼梁弹性轴的后掠角与前缘后掠角的大小相等，所述翼梁的结构长度可以用半展长和后掠角将其表示为：
Figure BDA0002940505680000093
所述动压计算公式为：q＝0.5ρν2；ρ为大气密度，v为实际飞行速度。另外，所述翼梁结构单元承弯重量Wbi计算公式为：
Figure BDA0002940505680000094
Figure BDA0002940505680000095
式中，ρl为翼梁材料密度，A(y)为翼梁的等效截面积。其中，所述翼梁的等效截面积可通过如下公式计算：
Figure BDA0002940505680000096
式中，ηt为效率因子，一般取0.81～0.84；有效深度d(y)可以近似为：d(y)＝δhmax(y)，δ是弯曲效率系数，一般取0.87～0.89，hmax是机翼当前展向位置的最大厚度，可根据翼型上下坐标参数计算；t(y)为当前位置翼梁的厚度，可通过如下公式进行计算：
Figure BDA0002940505680000097
fs是安全系数，一般取1.5；σs是材料所能承受的最大弯曲应力；L为机翼实际升力，近似计算为L＝0.5ρν2SCL；ηcp为机翼的压心参考位置，计算公式如下：
Figure BDA0002940505680000101
My为展向任意位置的弯矩，计算公式如下：
Figure BDA0002940505680000102
可以理解的是，这里所述公式均用于计算机翼翼梁结构单元的重量，可以根据实际情况设计为不同的数值。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝ρm∫[c(yi)(wutmpu(i)+wltmpl(i))]dz(i)
式中，ρm为蒙皮的材料重量密度，wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度。
可以理解的是，将机翼离散为相应的翼段，分别计算各翼段的重量之后再进行机翼总重量的计算，可以使得机翼重量更为精准。当机翼的初始设计方案中仅包括组成机翼的蒙皮时，需要根据蒙皮机构单元重量的计算公式进行机翼结构单元的重量计算。其中，由于所述蒙皮结构在实际飞行中上翼表蒙皮受到压缩力的作用，下翼表蒙皮受拉伸力。因此，在进行蒙皮结构单元重量计算时需综合考虑机翼上下翼蒙皮不同的受力情况。可根据在不同展向位置蒙皮的承载情况确定等效的上下蒙皮厚度。此时，飞行器机翼结构单元重量计算函数为：Wmi＝ρm∫[c(yi)(wutmpu(i)+wltmpl(i))]dz(i)。式中，ρm为蒙皮的材料重量密度，wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度。
具体的，所述翼段内的平均上蒙皮厚度tmpu(i)可通过以下公式计算：
Figure BDA0002940505680000111
式中，M(i)是第i段机翼上的弯矩分布；σb是允许拉伸应力；Cpu为上蒙皮的弦向长度，等同于c(yi)。所述翼段内的平均下蒙皮厚度tmpu(i)可通过以下公式计算：
Figure BDA0002940505680000112
式中，M(i)是第i段机翼上的弯矩分布；σs是允许挤压应力；Cpl为下蒙皮的弦向长度，等同于c(yi)。机翼蒙皮表面的结构跨度可以通过以下公式进行计算：
Figure BDA0002940505680000113
Figure BDA0002940505680000114
可以理解的是，这里所述公式均为用于计算机翼蒙皮结构单元的重量，可以根据实际情况设计为不同的数值。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝kexpkrρrSlidref
式中，kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。
可以理解的是，为了使得机翼重量更为精准，需将机翼离散为相应的翼段，分别计算各翼段的重量之后再进行机翼总重量的计算。当机翼的初始设计方案中仅包括组成机翼的翼肋时，需要根据翼肋机构单元重量的计算公式进行机翼结构单元的重量计算。翼肋的主要作用是维持机翼翼型基本形状，同时将蒙皮受到的局部气动载荷传递给翼梁。若想准确地计算翼肋的重量，需要了解翼肋的拓扑结构、肋截面积、材料特性，以及翼肋沿机翼展向的分布、数量等情况。由此可知，翼肋结构的重量计算影响因素较多。而机翼的初始设计方案中，机翼结构较为简单。所以，在计算翼肋重量时，采用半经验方程式的修正式。此时，飞行器机翼结构单元重量计算函数为：Wmi＝kexpkrρrSlidref。式中，kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。
具体的，所述翼肋的截面参考面积Sli可通过以下公式计算：
Figure BDA0002940505680000121
Figure BDA0002940505680000122
式中，rui和rli分别为翼型上下曲线的归一化纵坐标值；相邻两翼肋间的距离l(i)可由机翼材料的极限抗压强度来间接确定：
Figure BDA0002940505680000123
其中，F是材料的效率因子，一般取0.8～0.9；Et为材料切线模量；δucs是材料的极限抗压强度；P(i)是第i段机翼的极限受压载荷强度。另外，根据机翼总体参数以及及各单元翼肋间距的计算结果，可以确定翼肋的数量，并且能够以翼肋为节点作为机翼的分段参考。可以理解的是，这里所述公式均用于计算机翼翼肋结构单元的重量，可以根据实际情况设计为不同的数值。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
S300：根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量。
可以理解的是，通过机翼结构单元重量可以计算得出飞行器机翼的总重量。这样，进行机翼总重量计算时，可以充分结合将机翼设计参数、结构尺寸、结构重量联系起来。另外，在飞行器机翼划分机翼结构单元后，进行结构单元重量的计算过程中，还充分结合了机翼实际的受载情况及强度要求。这样，当飞行器机翼结构单元重量计算完毕时，根据所述飞行器机翼各结构单元重量，可以更为准确地计算出飞行器机翼的总重量。
进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量之前，还包括确认飞行器机翼辅件的重量。
可以理解的是，仅通过机翼的翼梁、蒙皮、翼肋等主要结构件无法组装成完整的机翼。机翼的构成除所述主要结构件之外，还包括有一些次要结构。即，飞行器机翼辅件。例如，机翼结构之间的连接件、铆钉、局部开口加强部件、前后缘结构、胶漆等次要结构。所述辅件的重量一般占机翼结构总重量的5％～10％左右，或占主要结构重量的5.26％～11％左右。因此，进行飞行器机翼总重量计算时，辅件重量不可忽略。可以理解的是，这里所述飞行器机翼辅件均为用于辅助机翼主要结构组装成完整机翼的部件，可以体现为不同的形式。所述飞行器机翼辅件不应理解为仅包括机翼结构之间的连接件、铆钉、局部开口加强部件、前后缘结构、胶漆等部件。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
进一步的，在本申请提供的一种优选的实施方式中，根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量具体包括：
根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼结构单元总重量；
根据所述飞行器机翼结构单元总重量以及所述辅件的重量，计算飞行器机翼总重量；
其中，所述飞行器机翼总重量的计算函数表示如下：
Figure BDA0002940505680000131
式中，Wwing为飞行器机翼总重量，Wmi为飞行器机翼结构单元重量，Wsec为飞行器机翼辅件的重量。
可以理解的是，通过机翼结构单元重量可以计算得出飞行器机翼的总重量。其中，所述机翼结构单元通过将机翼离散化得到。机翼在进行初始设计时只有相关的主要结构，所以所述机翼结构单元仅包括机翼结构单元中的主要结构单元。这样，通过对所述机翼结构单元重量进行计算，仅能得到机翼主要结构的总重量。但是，仅通过机翼的主要结构件无法组装成完整的机翼。机翼的构成除主要结构件之外，还包括有一些次要结构。即，飞行器机翼辅件。例如，机翼结构之间的连接件、铆钉、局部开口加强部件、前后缘结构、胶漆等次要结构。所述辅件的重量一般占机翼结构总重量的5％～10％左右，或主要结构的5.26％～11％左右。因此，进行飞行器机翼总重量计算时，辅件重量不可忽略。由此可知，进行飞行器机翼的总重量计算需充分考虑飞行器机翼结构单元总重量以及飞行器机翼辅件的重量。所述飞行器机翼总重量的计算函数表示为：
Figure BDA0002940505680000141
式中，Wwing为飞行器机翼总重量，Wmi为飞行器机翼结构单元重量，Wsec为飞行器机翼辅件的重量。
具体的，当所述飞行器机翼进行设计，其初始设计方案中仅包括组成机翼的翼梁时，飞行器机翼总重量的计算函数可表示为：
Figure BDA0002940505680000142
Figure BDA0002940505680000143
式中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量：
Figure BDA0002940505680000144
Wbi为翼梁结构单元承弯重量：
Figure BDA0002940505680000145
其中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。
当所述飞行器机翼进行设计，其初始设计方案中仅包括组成机翼的蒙皮时，飞行器机翼总重量的计算函数可表示为：
Figure BDA0002940505680000146
Figure BDA0002940505680000147
式中，ρm为蒙皮的材料重量密度，wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度。
当所述飞行器机翼进行设计，其初始设计方案中仅包括组成机翼的翼肋时，飞行器机翼总重量的计算函数可表示为：
Figure BDA0002940505680000151
Figure BDA0002940505680000152
式中，kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。
当所述飞行器机翼进行设计，其初始设计方案中包括组成机翼的翼梁以及蒙皮时，飞行器机翼总重量的计算函数可表示为：
Figure BDA0002940505680000153
Figure BDA0002940505680000154
式中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量：
Figure BDA0002940505680000155
Wbi为翼梁结构单元承弯重量：
Figure BDA0002940505680000156
Figure BDA0002940505680000157
ρm为蒙皮的材料重量密度，wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度。其中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。
当所述飞行器机翼进行设计，其初始设计方案中包括组成机翼的翼梁以及翼肋时，飞行器机翼总重量的计算函数可表示为：
Figure BDA0002940505680000158
Figure BDA0002940505680000159
式中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量：
Figure BDA00029405056800001510
Figure BDA00029405056800001511
Wbi为翼梁结构单元承弯重量：
Figure BDA00029405056800001512
kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。其中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。
当所述飞行器机翼进行设计，其初始设计方案中包括组成机翼的翼肋以及蒙皮时，飞行器机翼总重量的计算函数可表示为：
Figure BDA0002940505680000161
Figure BDA0002940505680000162
式中，ρm为蒙皮的材料重量密度，wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度；kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。
当所述飞行器机翼进行设计，其初始设计方案中包括组成机翼的翼梁、翼肋以及蒙皮时，飞行器机翼总重量的计算函数可表示为：
Figure BDA0002940505680000163
Figure BDA0002940505680000164
式中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量：
Figure BDA0002940505680000165
Figure BDA0002940505680000166
Wbi为翼梁结构单元承弯重量：
Figure BDA0002940505680000167
ρm为蒙皮的材料重量密度，wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度；kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。其中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。
可以理解的是，这里所述计算公式均为用于计算机翼总重量，可以根据实际情况设计为不同的数值。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
S400：输出所述飞行器机翼总重量。
可以理解的是，通过将飞行器机翼划分为不同的机翼结构单元进行机翼总重量计算，能够获得更为精确的机翼重量值。当飞行器机翼总重量根据飞行器机翼总重量计算函数计算完毕时，会输出对应的计算结果。通过输出机翼重量计算结果，使得设计人员能够准确获知当前设计方案下机翼的重量。这样，通过所述设计方案对应的机翼重量与其余飞行器部件的重量的综合分析，能够辅助设计人员判断当前设计方案对应的飞行器设计是否合适。经判断，如果设计合适，则可进行下一步的设计。如果设计不合适，则可及时进行设计方案的修改。
请参照图2，本申请公开飞行器机翼重量计算装置100，包括：
获取模块11，用于获取飞行器机翼设计参数。
可以理解的是，飞行器的稳定飞行需要各部件的紧密配合。机翼作为飞行器必不可少的部件，能够产生足够的升力保证飞行器的稳定飞行。但是，相同的大气条件下，不同重量的机翼飞行状态有所不同。机翼的重量分布对飞行器的载荷、飞行状态有较大影响，其精度决定了飞行器设计的有效性与合理性。因此，飞行器机翼重量计算是飞行器设计过程中必不可少的重要环节。如果设计的机翼重量占比不合适，无法保证飞行器的稳定飞行。所以，飞行器进行初始设计时，需要重点考虑飞行器机翼重量占比的问题。在设计飞行器机翼时，会对应有系列的机翼设计参数。例如，机翼设计的初始结构、外观形状、尺寸、选用材料、相对于飞行器机身的位置等。所述参数均可直接影响所设计的飞行器的飞行状态。所以，在进行机翼重量计算时，需要获取模块11获取所述参数的设计值。可以理解的是，这里所述机翼设计的初始结构、外观形状、尺寸、选用材料、相对于飞行器机身的位置等设计参数，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。
计算模块12，用于基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；其中，所述计算模块还用于根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量。
可以理解的是，结合飞行器机翼的设计结构、设计参数、气动载荷等机翼重量影响因素，可以在避免复杂的有限元分析过程的同时更为精准地计算飞行器机翼的重量。其中，所述气动载荷通过对所设计的机翼以及飞行器进行气动仿真计算得到。所述设计参数通过获取初始设计方案中机翼设计材料的密度、机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度中至少一个设计参数可以得到。所述设计结构通过建立机翼的三维模型可以获得。但是初始设计时，由于没有确定的具体设计结构，所以所述机翼的三维模型中仅有简单的主要结构。例如。用于传递空气动力以及气动载荷的蒙皮结构，或是用于维持机翼翼型基本形状并将蒙皮受到的局部气动载荷传递给翼梁的翼肋结构，或是用于维持机翼展向基本形状的翼梁结构。由此可知，机翼并非简单的规则的机械结构。因此，需要将机翼结构划分为数段结构单元之后，再通过相应的计算函数进行计算。即，机翼结构离散化为翼段，通过计算模块12分别计算各机翼翼段的重量。这样，计算模块12通过计算各翼段的重量之后再进行机翼总重量的计算，可是使得机翼重量更为精准。此时，计算模块12可根据设计材料的效率因子、极限抗压强度等参数确定机翼分段数量以及各段之间的距离。在机翼离散化的同时，机翼的主要结构被离散为相应数量以及尺寸的结构段。可以理解的是，这里所述机翼离散化之后的翼段具体数量及具体尺寸，显然不构成对本申请具体保护范围的限制。
可以理解的是，计算模块12通过机翼结构单元重量可以计算得出飞行器机翼的总重量。这样，进行机翼总重量计算时，可以充分结合将机翼设计参数、结构尺寸、结构重量联系起来。另外，在飞行器机翼划分机翼结构单元后，进行结构单元重量的计算过程中，还充分结合了机翼实际的受载情况及强度要求。这样，当飞行器机翼结构单元重量计算完毕时，计算模块12根据所述飞行器机翼各结构单元重量，可以更为准确地计算出飞行器机翼的总重量。但是，仅通过机翼的翼梁、蒙皮、翼肋等主要结构件无法组装成完整的机翼。机翼的构成除所述主要结构件之外，还包括有一些次要结构。即，飞行器机翼辅件。例如，机翼结构之间的连接件、铆钉、局部开口加强部件、前后缘结构、胶漆等次要结构。所述辅件的重量一般占机翼结构总重量的5％～10％左右，或占主要结构重量的5.26％～11％左右。因此，计算模块12进行飞行器机翼总重量计算时，辅件重量不可忽略。可以理解的是，这里所述飞行器机翼辅件均为用于辅助机翼主要结构组装成完整机翼的部件，可以体现为不同的形式。所述飞行器机翼辅件不应理解为仅包括机翼结构之间的连接件、铆钉、局部开口加强部件、前后缘结构、胶漆等部件。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
输出模块13，用于输出所述飞行器机翼总重量。
可以理解的是，通过将飞行器机翼划分为不同的机翼结构单元进行机翼总重量计算，能够获得更为精确的机翼重量值。当飞行器机翼总重量根据飞行器机翼总重量计算函数计算完毕时，输出模块13会输出对应的计算结果。通过输出模块13输出机翼重量计算结果，使得设计人员能够准确获知当前设计方案下机翼的重量。这样，通过所述设计方案对应的机翼重量与其余飞行器部件的重量的综合分析，能够辅助设计人员判断当前设计方案对应的飞行器设计是否合适。经判断，如果设计合适，则可进行下一步的设计。如果设计不合适，则可及时进行设计方案的修改。
进一步的，在本申请提供的另一种优选的实施方式中，所述计算模块12还用于通过气动仿真模型，计算所述飞行器机翼在模拟飞行工况下的展向升力系数分布以及飞行器升力系数。
可以理解的是，机翼能够为飞行器的飞行提供稳定的升力。机翼产生的升力计算公式为：升力＝1/2*空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数。由此可知，机翼产生的升力大小除了与空气密度、飞行速度和机翼面积有关外，还与机翼升力系数有关。其中，所述机翼面积由机翼设计的外形尺寸决定。所述机翼升力系数与机翼横剖面的形状(翼型)、气流与机翼所成的角度(迎角)等有关。在相同飞行条件下，不同设计方案的机翼对应有不同的机翼面积以及翼型。所以，不同设计方案的机翼能够产生的升力均不同。为了准确计算机翼重量，需充分考虑机翼设计方案对于飞行器实际飞行过程中飞行状态的影响。为了获得对应设计方案中机翼对于飞行器飞行状态的影响，需模拟对应的飞行器实际飞行状态，即进行气动仿真。这样，可以通过计算模块12计算得到在模拟飞行工况下飞行器机翼沿展向分布的升力系数以及飞行器整机升力系数。
具体的，所述飞行器机翼沿机翼展向任意位置的气动载荷分布函数，可由如下公式进行计算：
Figure BDA0002940505680000201
式中，Cl为飞行器的整体升力系数，可由气动分析过程获得；y为机翼相对于翼根的任意展向位置；c(y)为展向任意位置的弦长；cav为机翼几何平均弦长；Cζ(y)为展向环量分布函数。所述c(y)、cav、Cζ(y)可分别由如下公式得出：
Figure BDA0002940505680000211
Figure BDA0002940505680000212
Figure BDA0002940505680000213
式中，CL(y)为展向升力系数分布，该参数可通过建立起机翼三维模型，在实际的工况下利用计算流体力学软件仿真得到；CR为机翼根弦长度；S为机翼的有效面积，可以表示为：
Figure BDA0002940505680000214
这样，通过对建立的三维模型进行气动仿真，可以获得机翼在实际飞行工况下的展向系数分布，进而为机翼重量计算提供了准确的数据基础。可以理解的是，这里所述公式均为用于获得机翼在实际工况下展向升力系数分布的计算公式，可以采用不同的方式。所描述的实施例仅为本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，有语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，包括：
获取飞行器机翼设计参数；
基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；
根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量；
输出所述飞行器机翼总重量。
2.如权利要求1所述的飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，所述飞行器机翼设计参数至少包括机翼设计材料的密度、机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度中至少一个设计参数。
3.如权利要求1所述的飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量之前，还包括：
通过气动仿真模型，计算所述飞行器机翼在模拟飞行工况下的展向升力系数分布以及飞行器升力系数。
4.如权利要求1所述的飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝Wsi+Wbi
其中，Wsi为翼梁结构单元承剪重量，Wbi为翼梁结构单元承弯重量；
Figure FDA0002940505670000011
Figure FDA0002940505670000012
式中，τs为材料许用剪切应力，ρl为翼梁材料密度，Fs(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。
5.如权利要求1所述的飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝ρm∫[c(yi)(wutmpu(i)+wltmpl(i))]dz(i)
式中，ρm为蒙皮的材料重量密度，Wu和wl为翼型上下曲线的数值积分长度，tmpu(i)及tmpl(i)分别为翼段内的平均上下蒙皮厚度，z为机翼蒙皮表面的结构跨度；c(yi)为机翼蒙皮表面的结构跨度。
6.如权利要求1所述的飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：
Wmi＝kexpkrρrSlidref
式中，kexp为经验校正因子，kr为经验常数，dref是翼肋的统计参考厚度，ρr为翼肋的材料密度，Sli是第i个翼肋的截面参考面积。
7.如权利要求1所述的飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量之前，还包括确认飞行器机翼辅件的重量。
8.如权利要求7所述的飞行器机翼重量计算方法，其特征在于，根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量具体包括：
根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼结构单元总重量；
根据所述飞行器机翼结构单元总重量以及所述辅件的重量，计算飞行器机翼总重量；
其中，所述飞行器机翼总重量的计算函数表示如下：
Figure FDA0002940505670000021
式中，Wwing为飞行器机翼总重量，Wmi为飞行器机翼结构单元重量，Wsec为飞行器机翼辅件的重量。
9.一种飞行器机翼重量计算装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取飞行器机翼设计参数；
计算模块，用于基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；其中，所述计算模块还用于根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量；
输出模块，用于输出所述飞行器机翼总重量。
10.如权利要求9所述的飞行器机翼重量计算装置，其特征在于，所述计算模块还用于通过气动仿真模型，计算所述飞行器机翼在模拟飞行工况下的展向升力系数分布以及飞行器升力系数。
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