一种机翼弯曲刚度分布计算方法

摘要

本发明涉及一种机翼弯曲刚度分布计算方法，属于气动弹性领域。所述方法包括首先将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；之后根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；然后以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，再之后计算机翼根部弯曲刚度；最后根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。通过本发明提供的机翼弯曲刚度分布计算方法，适用于翼概念设计的后期和初步设计阶段，在设计条件不足的情况下，能够快速获得机翼的刚度分布。

主权项

一种机翼弯曲刚度分布计算方法，其特征在于，包括：S1、将所述机翼的升力分布等效为椭圆形升力分布，并获取在该等效条件下的机翼升力沿翼展的分布函数；S2、根据所述机翼升力沿翼展的分布函数获取机翼翼展上任一站位的弯矩表达式；S3、以机翼根部站位的弯曲刚度为基准，获取机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布，所述机翼根部为机翼与机身的连接点；S4、计算机翼根部弯曲刚度；S5、根据机翼沿翼展的归一化弯曲刚度分布及机翼根部弯曲刚度获得机翼沿翼展的实际弯曲刚度分布。