[发明专利]一种飞行器结构剖面刚心的计算方法

说明书

本发明涉及飞行器总体结构设计技术领域，公开一种飞行器结构剖面刚心的计算方法，第一步，建立飞行器结构的有限元模型，并对计算剖面进行刚性处理；第二步，在计算剖面上选取任意一点施加剪力，利用有限元法计算出对应剖面扭转角；第三步，撤销剖面剪力，在相同点施加扭矩，利用有限元法计算出对应剖面扭转角；第四步，由剪力及其对应扭转角、扭矩及其对应扭转角，计算出剖面刚心。本发明利用有限元静力模型进行计算，不需要重新建立剖面模型，不受剖面形式限制，可计算单闭室、多闭室、开口等任意类型剖面的刚心，且不受材料类型限制，通用于各向同性和各向异性材料结构，计算过程快速简单，计算可靠性和精度高。

技术领域

本发明涉及飞行器总体结构设计技术领域，特别涉及一种飞行器结构剖面刚心的计算方法，尤其适用于展弦比大的无人机机翼等结构剖面刚心的计算。

背景技术

飞行器结构剖面刚心，特别是升力结构如机翼、平尾等的剖面刚心位置会影响飞机性能，若他们的刚心处在气动载荷点的航后，气动载荷将沿刚心扭转剖面使前缘向上，造成机翼等升力结构的迎角增大，前缘气动载荷增大，载荷点将往航前移动，如果结构的刚度不能抑制结构扭转变形，将会引发气动载荷发散，造成飞机灾难性事故。

目前计算刚心的主要方法有三类：理论计算方法、试验方法和有限元计算方法。理论计算方法涉及剖面内积分计算，对于复杂结构难以计算，且难以推广至非各向同性材料结构(比如复合材料机翼)；试验方法需要制作试验件，周期长，成本高。有限元计算方法成功避免了前述两类方法的缺点。目前一种广泛应用的有限元计算方法，在剖面两个有限元节点上分别施加正、反方向的单位剪力，通过这两个节点的位移计算剖面的旋转中心，即得到剖面刚心位置。但此方法在单个有限元节点上施加剪力，会导致结构变形，因而算得的剖面刚心位置会有较大误差。

本申请提出一种计算结构剖面刚心的方法，有效克服了以上方法的缺点，用于快速和准确计算机翼结构剖面刚心及刚心轴。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：针对上述存在的问题，提供了一种飞行器结构剖面刚心的计算方法，能够实现简单快速地计算出结构的剖面刚心，可靠性好、精度高。

本发明采用的技术方案如下：

本发明基于有限元方法，该方法基本方程之一为：[K]{δ}＝{F}，其中[K],{δ},{F}分别为结构刚度矩阵、节点线位移向量、节点外载荷向量,其中，外载荷{F}可以为力或者扭矩，给定外载荷{F}时，可以直接求得节点位移{δ}＝[K]^-1{F}。

一种飞行器结构剖面刚心的计算方法，包括以下几个步骤，

第一步，建立需要计算的飞行器结构的有限元模型，在有限元模型中对飞行器结构的剖面采用刚体元进行刚性处理，使得该剖面上各节点的6个自由度保持一致；

第二步，在所述剖面上选取任意一节点施加力P，利用有限元法计算出所述剖面上节点的线位移向量δ^p，根据所述剖面上任意两个节点的线位移向量和计算出所述剖面的转角矢量α^p，即剖面的扭转角；

第三步，撤销第二步中施加的力P，在第二步中选取的相同节点施加扭矩M，扭矩M的方向与所述剖面垂直，利用有限元法计算出所述剖面上节点的线位移向量δ^M,根据所述剖面上任意两个节点的线位移向量和计算出所述剖面的转角矢量α^M，即剖面的扭转角；

第四步，由上述的力P及其对应扭转角α^p、扭矩M及其对应扭转角α^M，计算出所述剖面的刚心坐标。

本发明所述的一种飞行器结构剖面刚心的计算方法，所述第二步，具体为，建立剖面局部坐标系，假设所述剖面的垂直方向为X轴方向，Y、Z轴方向为所述剖面内相互垂直的两个方向，且X、Y、Z轴构成右手坐标系；