[发明专利]一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法

说明书

本申请属于飞机强度设计领域，特别涉及一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法。包括：步骤一：获取全机有限元模型，在所述全机有限元模型的机翼端肋选择3个加载点；步骤二：获取3个所述加载点的坐标，并确定对每个所述加载点进行加载的载荷，其中，对3个所述加载点进行加载的载荷均相等；步骤三：在所述全机有限元模型的机翼根肋施加约束，对3个所述加载点分别施加载荷，每次加载均进行一次有限元数值计算，获得对应加载点进行加载时，所述机翼端肋相对于所述机翼根肋的扭角；步骤四：建立所述扭角与所述加载点坐标的函数关系，将所述扭角以及3个所述加载点坐标代入，得到三个方程组，并进行求解，得到所述翼面刚轴的位置。

技术领域

本申请属于飞机强度设计领域，特别涉及一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法。

背景技术

机翼为飞机的主要部件，其主要功能是在气流作用下产生升力。在气动载荷与惯性载荷综合作用下，机翼产生弯曲变形和扭转。翼面结构的弯曲刚度及扭转刚度将影响飞机在飞行过程中的变形，刚度越高，变形越小，刚度越低，变形越大，对空气动力性能影响越明显。弯曲刚度一般由翼面上下蒙皮决定，扭转刚度则由上下蒙皮及骨架结构组成的闭室决定，扭矩则是载荷作用点相对刚轴的位置决定。刚轴即为为机翼结构各切面刚心连线，载荷作用在刚轴上，机翼不产生扭角，对于机翼为确定的，典型机翼刚轴位置如图1所示。在飞机方案设计阶段刚轴位置的确定影响飞机扭矩及结构布置，甚至影响飞机构型，在方案阶段确定刚轴位置后，详细设计过程中应通过参数设计，尽量保证刚轴位置不发生大的变化，因此，需要快速而准确地评估机翼刚轴位置。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法，包括：

步骤一：获取全机有限元模型，在所述全机有限元模型的机翼端肋选择3个加载点；

步骤二：获取3个所述加载点的坐标，并确定对每个所述加载点进行加载的载荷，其中，对3个所述加载点进行加载的载荷均相等；

步骤三：在所述全机有限元模型的机翼根肋施加约束，对3个所述加载点分别施加载荷，每次加载均进行一次有限元数值计算，获得对应加载点进行加载时，所述机翼端肋相对于所述机翼根肋的扭角；

步骤四：建立所述扭角与所述加载点坐标的函数关系，包括：

对加载点(x_i，y_i)施加载荷P时，则载荷P相对于翼面刚轴Ax+By+C＝0产生的扭矩T_i，表达式为：

在所述扭矩T_i作用下，所述机翼端肋相对于所述机翼根部的扭角表达式为：

其中，联立上述两个表达式，得到：

其中，l_i为加载点(x_i，y_i)到翼面刚轴的距离，G为机翼固有扭转刚度，A、B、C是翼面刚轴方程的参数；

将所述扭角以及3个所述加载点坐标代入，得到三个方程组，并进行求解，计算出所述翼面刚轴表达式中的三个参数A、B、C，得到所述翼面刚轴的位置。

可选地，步骤二中，在获取3个所述加载点的坐标时，以所述全机有限元模型的机翼根肋前缘为坐标原点定义坐标系。

可选地，步骤三中，所述全机有限元模型的机翼根肋通过固定支架施加约束。