一种大展弦比飞机机翼扭转刚度的计算方法

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。

说明书

技术领域

本发明涉及飞机结构设计技术领域，具体而言，涉及一种大展弦 比飞机机翼扭转刚度的计算方法。

背景技术

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。这种方法有如下缺点：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， 可以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

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。

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：

S1：收集整理现役类似飞机机翼的结构参数；

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；

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；

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。

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。

上述任一方案中优选的是，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。

上述任一方案中优选的是，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。

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。

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。

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。

附图说明

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；

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XX1,XX2和XX3型飞机机翼相对扭转刚度曲线；

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；

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

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。

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：

S1：整理收集现役类似飞机机翼的结构参数；

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；

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；

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。

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。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。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。

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XX1,XX2和XX3型飞机， 以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；

表1

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；

表2

根据上表中的数据绘制如图1所示的XX1,XX2和XX3型飞机机翼相对 扭转刚度曲线。根据XX1,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

Y＝-1.2039X⁴+0.4518X³+3.7632X²-4.4383X+1.4188

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(6.84E+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。

表3

相对站位 新研飞机机翼相对扭转刚度 站位m 新研飞机机翼扭转刚度 0.1 1.000 2.50 1.22E+09 0.15 0.839 3.75 1.01E+09 0.2 0.683 5.00 8.20E+08 0.25 0.547 6.25 6.56E+08 0.3 0.428 7.50 5.14E+08 0.35 0.328 8.75 3.93E+08 0.4 0.244 10.00 2.92E+08 0.45 0.175 11.25 2.10E+08 0.5 0.122 12.50 1.46E+08

0.55 0.081 13.75 9.73E+07 0.6 0.052 15.00 6.26E+07 0.65 0.033 16.25 3.96E+07 0.7 0.022 17.50 2.62E+07 0.75 0.017 18.75 1.99E+07 0.8 0.015 20.00 1.78E+07 0.85 0.014 21.25 1.70E+07 0.9 0.012 22.50 1.44E+07 0.95 0.005 23.75 6.58E+06 1 0.002 25.00 2.40E+06

根据表3中所提供的新研飞机机翼扭转刚度与相对扭转刚度的数 据绘制得出图2与图3。

以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 技术实质对以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。