[发明专利]一种大展弦比机翼结构刚度指标的确定方法

说明书

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，涉及一种大展弦比机翼结构刚度指标的确定方法。

背景技术

结构刚度是指构件在载荷作用下抵抗变形的能力，即构件产生单位变形所需的外载值，包括拉压刚度、弯曲刚度和扭转刚度。现代飞行器随着飞行速度的提高，有关结构刚度的问题变得越来越突出，如果结构刚度分布不合理，将可能导致严重的振动问题、影响相关机构的操纵精度和使结构受力分配不均等。对于大展弦比飞机而言，结构刚度问题引起的机械环境问题、结构变形问题、结构大开口以及结构动力特性、气动载荷分布、气动弹性特性等问题就更为突出。

机翼结构的整体刚度设计是一个较为复杂的问题。在传统的结构设计中，由于刚度设计指标通常较为笼统和模糊，在设计初期，有关结构刚度设计问题只是定性地进行分析，凭借设计经验给出一些参考意见，机翼结构主要按照强度要求进行设计。在完成结构初步设计之后，再通过试验方法或数值校核方法进行相应的结构刚度分析，如果结构刚度方面存在问题，则需要修改图纸，使结构设计反复迭代最终得到满足设计要求的结构。这种传统设计没有预先充分考虑结构刚度的影响，一定程度上导致了设计的反复。

针对目前以结构强度要求为标准，在完成结构设计之后通过校核、调参来验证、修改机翼结构刚度的设计方法，国内外对机翼结构刚度设计的研究主要放在了对已有的机翼结构进行整体刚度计算分析及调整、对机翼结构的固有动力特性进行工程分析、采用考虑气动弹性的多学科耦合方法对结构整体刚度进行初步设计以及对复合材料结构的机翼进行气动弹性剪裁等方面上。针对如何在结构设计初期就给出具体的刚度设计指标，指导后续结构设计的研究基本没有开展，使得机翼结构设计较为被动和盲目。为了提高结构设计的科学性和设计效率，研究如何在机翼结构设计初期就提出结构整体刚度分布指标，并利用该指标指导机翼结构设计具有重要意义。

发明内容

为了降低机翼结构设计的被动性，提高结构设计的科学性和设计效率，本发明提出了一种大展弦比机翼结构刚度指标的确定方法。这种方法的流程是：在机翼结构设计的初期，根据总体设计提出的结构刚度设计要求建立刚度分析模型，推导相应的分析计算公式，再利用结构刚度仿真分析平台确定刚度指标曲线，进而以指标曲线为设计依据，指导机翼结构设计的开展。

一种大展弦比机翼结构刚度指标的确定方法，包括以下几个步骤：

第一步，分析确定机翼结构刚度设计要求；

根据总体设计要求分析各专业和分系统的设计要求，分析机翼结构静变形、固有动力特性设计要求。提炼总结位移、转角、频率和模态等设计参数对结构刚度分布的要求，得到结构刚度指标曲线的确定依据。

第二步，建立机翼结构的刚度分析模型；

针对静变形和固有动力特性两部分，分别利用工程梁理论建立变截面悬臂梁模型和集中质量模型来模拟单侧机翼结构的刚度特性。

第三步，确定满足设计要求的机翼结构刚度分布；

建立机翼结构刚度分析模型后，分别针对结构的静变形和固有动力特性两部分，利用力学理论建立模型的结构刚度分布与结构刚度设计参数之间的关系，关系式分为针对连续模型的分析和离散模型的分析两种。将此前确定的结构刚度设计参数约束带入相应的计算分析式中，对满足设计要求的结构刚度分布进行分析计算，再利用计算得到的一系列刚度数据值进行函数拟合，得到连续的满足设计要求的机翼结构刚度分布曲线。

第四步，利用刚度仿真分析平台，计算机翼结构刚度分布指标曲线；

根据理论推导得到的计算公式，利用MATLAB GUI建立相应的工程仿真分析平台。通过在平台界面选择结构刚度分析类型并输入设计参数约束值，高效地计算得到满足设计要求的机翼结构刚度分布指标曲线，用于指导机翼结构设计。

本发明的优点在于：

（1）在机翼结构设计的初期就对结构刚度设计要求进行充分考虑，给出了确定结构刚度指标曲线的方法，从而有效地避免了传统机翼结构刚度设计的被动性；

（2）利用机翼结构刚度指标指导机翼结构设计来提高机翼结构设计质量、缩短型号研制周期并降低型号研制成本；

（3）利用由结构刚度设计方法确定的指标曲线指导机翼结构设计，得到刚度分布更为合理的机翼结构，从而提高机翼结构设计的科学性；

（4）利用工程仿真分析平台快速准确地对满足机翼结构静变形和固有动力特性设计要求的机翼结构刚度指标曲线进行设计分析，从而增强了设计方法的实用性。

附图说明

图1是本发明的机翼结构刚度指标确定方法的流程图；