一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法

一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及飞机结构设计技术领域，具体而言，设及一种大展弦比飞机机翼扭转 刚度的计算方法。
【背景技术】
[0002] 新研飞机处于方案设计阶段时，在外形尺寸确定的情况下，下一步进行结构设计。 但机翼结构设计需要有扭转刚度数据来指导设计，之前的做法是参考同类型现役飞机的机 翼设计，根据经验确定首轮相关结构参数。该种方法有如下缺点；第一，确定首轮结构参数 需要设计人员的经验，凭经验给出的尺寸数据往往误差较大，甚至会出现无法生产或装配 的情况；第二，需要进行多轮次的迭代，时间长，效率低，严重影响飞机设计周期。因此确定 飞机机翼扭转刚度是缩短飞机设计的有效方法。现阶段亟需解决的技术难题是如何设计出 一种设计方法，可W不借助工作人员的经验、耗费时间少、效率高，缩短飞机设计周期。

【发明内容】

[0003] 本发明的目的在于解决上述现有技术中的不足，提供一种大展弦比飞机机翼扭转 刚度的计算方法。
[0004] 本发明的目的通过如下技术方案实现；一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方 法，包括如下步骤：
[0005] S1 ;收集整理现役类似飞机机翼的结构参数；
[0006] S2 ;根据收集的现役类似飞机机翼的结构参数计算现役类似飞机机翼扭转刚度；
[0007] S3 ;通过对S2中所得的现役类似飞机机翼扭转刚度数据进行正则化处理，得到相 对位置与相对扭转刚度的关系曲线并进行拟合，获得现役类似飞机的相对扭转刚度曲线及 扭转刚度关系式；
[0008] S4 ;将新研飞机机翼的基本参数带入S3中相对扭转刚度曲线关系式，计算得出新 研飞机机翼的扭转刚度。
[0009] 上述方案中优选的是，S1中选取现役类似飞机的依据为与新研飞机的发动机布 置、机翼布局等参数类似，选取其中几种现役类似飞机作为参考机型。
[0010] 上述任一方案中优选的是，S2中W各飞机半翼展为基准，将肋站位折算为相对站 位，计算现役类似飞机的扭转刚度。
[0011] 上述任一方案中优选的是，S3中将数据进行正则化是W现役类似飞机机翼的扭转 刚度数据按各自相对站位0. 1处的机翼扭转刚度为1进行正则化处理并绘制现役类似飞机 的机翼相对扭转刚度曲线。
[0012] 上述任一方案中优选的是，将选取的类似现役飞机的机翼相对弯曲曲线进行拟合 处理，得到新研飞机的机翼相对扭转刚度曲线及关系式。
[0013] 上述任一方案中优选的是，根据S3中所得相对扭转刚度曲线及扭转刚度关系式 计算新研飞机机翼相对扭转刚度，选取与新研飞机最大起飞重量、翼展相当的飞机的端部 剖面扭转刚度作为新研飞机的端部剖面扭转刚度，计算得到新研飞机机翼扭转刚度。
[0014] 本发明所提供的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法的有益效果在于，与现有 方法相比较，本发明通过收集现役大展弦比飞机机翼扭转刚度数据，发现其中规律，给出新 研飞机的机翼扭转刚度，避免W前采用经验给出机翼扭转刚度的方法，提高数据的精度，缩 短了设计周期。
【附图说明】
[0015] 图1是按照本发明的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法的流程示意图；
[0016] 图2是按照本发明的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法的优选实施例的 XXI，XX2和XX3型飞机机翼相对扭转刚度曲线；
[0017] 图3是按照本发明的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法的图1所示实施例的 取XX2型飞机的端部剖面扭转刚度作为新研飞机的端部剖面扭转刚度，半翼展为25米，计 算得到新研飞机机翼相对扭转刚度曲线；
[0018] 图4是按照本发明的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法的图1所示实施例的 取XX2型飞机的端部剖面扭转刚度作为新研飞机的端部剖面扭转刚度，半翼展为25米，计 算得到新研飞机机翼扭转刚度曲线。
【具体实施方式】
[0019] 为了更好地理解按照本发明方案的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，下面 结合附图对本发明的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法的一优选实施例作进一步阐 述说明。
[0020] 结合图1-3,本发明提供的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法包括如下步 骤：
[0021] S1 ;整理收集现役类似飞机机翼的结构参数；
[0022] S2 ;根据收集的现役类似飞机机翼的结构参数计算现役类似飞机机翼扭转刚度； [002引S3 ;通过对S2中所得的现役类似飞机机翼扭转刚度数据进行正则化处理，得到相 对位置与相对扭转刚度的关系曲线并进行拟合，获得现役类似飞机的相对扭转刚度曲线及 扭转刚度关系式；
[0024]S4 ;将新研飞机机翼的基本参数带入S3中相对扭转刚度曲线关系式，计算得出新 研飞机机翼的扭转刚度。
[00巧]S1中选取现役类似飞机的依据为与新研飞机的发动机布置、机翼布局等参数类 似，选取其中几种现役类似飞机作为参考机型。S2中W各飞机半翼展为基准，将肋站位折算 为相对站位，计算现役类似飞机的扭转刚度。S3中将数据进行正则化是W现役类似飞机机 翼的扭转刚度数据按各自相对站位0. 1处的机翼扭转刚度为1进行正则化处理并绘制现役 类似飞机的机翼相对扭转刚度曲线。将选取的类似现役飞机的机翼相对弯曲曲线进行拟合 处理，得到新研飞机的机翼相对扭转刚度曲线及关系式。根据S3中所得相对扭转刚度曲线 及扭转刚度关系式计算新研飞机机翼相对扭转刚度，选取与新研飞机最大起飞重量、翼展 相当的飞机的端部剖面扭转刚度作为新研飞机的端部剖面扭转刚度，计算得到新研飞机机 翼扭转刚度。
[0026] 在具体的使用过程中，根据新研飞机的发动机布置，机翼布局等参数，选取类似现 役飞机。通过对比分析选择XXI，XX2和XX3型飞机，W各飞机半翼展为基准将肋站位折算 为相对站位，计算其扭转刚度，见下表1，扭转刚度的单位为；牛?米2;
[0027]表1
[0028]
[0029] 将参考飞机机翼的扭转刚度数据按各自相对站位0. 1处的机翼扭转刚度为1进行 了正则化处理，处理结果见下表2 ;
[0030]表 2
[0031]
[0032]
[003引根据上表中的数据绘制如图1所示的XXI，XX2和XX3型飞机机翼相对扭转刚度曲 线。根据XXI，XX2和XX3型飞机机翼相对扭转刚度曲线拟合新研飞机机翼相对扭转刚度曲 线，拟合曲线方程如下；x为相对站位，y为相对扭转刚度 [0034]Y= -1. 2039X4+0. 451 細3+3. 7632X2-4. 4383X+1. 4188
[00巧]通过上述拟合曲线方程计算新研飞机机翼相对扭转刚度。在此基础上，取与新研 飞机最大起飞重量，翼展相当的XX2型飞机的端部剖面扭转刚度化.84E+06N'm2)作为新研 飞机的端部剖面扭转刚度，半翼展为25米，计算得到新研飞机机翼扭转刚度，扭转刚度的 单位为：牛?米 2。新研飞机机翼相对扭转刚度与新研飞机机翼扭转刚度数据如表3所示。
[0036] 表 3
[0037]
[0038]
[OOsS_根据表!3中所提供的新研飞机机翼转刚度与相)i村丑转刚度的数据绘制得出图2 与图3。
[0040] W上结合本发明的大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法具体实施例做了详细 描述，但并非是对本发明的限制，凡是依据本发明的技术实质对W上实施例所做的任何简 单修改均属于本发明的技术范围，还需要说明的是，按照本发明的大展弦比飞机机翼扭转 刚度的计算方法技术方案的范畴包括上述各部分之间的任意组合。
【主权项】
1. 一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，其特征在于，包括如下步骤： 51 :收集整理现役类似飞机机翼的结构参数； 52 :根据收集的现役类似飞机机翼的结构参数计算现役类似飞机机翼扭转刚度； 53 :通过对S2中所得的现役类似飞机机翼扭转刚度数据进行正则化处理，得到相对位 置与相对扭转刚度的关系曲线并进行拟合，获得现役类似飞机的相对扭转刚度曲线及扭转 刚度关系式； 54 :将新研飞机机翼的基本参数带入S3中相对扭转刚度曲线关系式，计算得出新研飞 机机翼的扭转刚度。2.根据权利要求1所述的一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，其特征在于， Sl中选取现役类似飞机的依据为与新研飞机的发动机布置、机翼布局等参数类似，选取其 中几种现役类似飞机作为参考机型。3. 根据权利要求1所述的一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，其特征在于， S2中以各飞机半翼展为基准，将肋站位折算为相对站位，计算现役类似飞机的扭转刚度。4. 根据权利要求1所述的一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，其特征在于， S3中将数据进行正则化是以现役类似飞机机翼的扭转刚度数据按各自相对站位0. 1处的 机翼扭转刚度为1进行正则化处理并绘制现役类似飞机的机翼相对扭转刚度曲线。5. 根据权利要求1或4所述的一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，其特征在 于，将选取的类似现役飞机的机翼相对弯曲曲线进行拟合处理，得到新研飞机的机翼相对 扭转刚度曲线及关系式。6.根据权利要求1或4所述的一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，其特征在 于，根据S3中所得相对扭转刚度曲线及扭转刚度关系式计算新研飞机机翼相对扭转刚度， 选取与新研飞机最大起飞重量、翼展相当的飞机的端部剖面扭转刚度作为新研飞机的端部 剖面扭转刚度，计算得到新研飞机机翼扭转刚度。
【专利摘要】一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法，属于航空结构力学领域，特别是涉及到一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法。与现有方法相比较，本发明通过收集现役类似大展弦比飞机机翼扭转刚度数据，发现其中规律，给出新研飞机的机翼扭转刚度，避免以前采用经验给出机翼扭转刚度的方法，提高数据的精度，缩短了设计周期。
【IPC分类】G06F17/50
【公开号】CN104881558
【申请号】CN201510350538
【发明人】张磊, 张丽
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年6月23日