一种机翼翼梁位置的确定方法

摘要

本发明公开了一种机翼翼梁位置的确定方法，包括以下几个步骤：第一步，机翼飞行载荷的分析及计算；第二步，刚心线位置的设计；第三步，翼梁位置的确定。本发明创新性地提出将翼梁位置与刚心线和载荷匹配的思想，能够在设计初期根据机翼受到载荷的特点快速确定刚心线的位置，继而完成翼梁位置的确定，使得机翼的翼梁位置与刚心线位置相匹配，刚心线位置与载荷相匹配，从而达到三者匹配的目的；本发明为后续的机翼结构设计提供了有力的科学依据；翼梁位置设计方法新颖，思路明确，操作可行，具有较强的普适性，可以在大展弦比双梁式机翼的结构设计中推广应用。

主权项

一种机翼翼梁位置确定的方法，其特征在于，包括：机翼飞行载荷的分析及计算、刚心线位置的设计、翼梁位置的确定三个步骤，其中：步骤一，机翼飞行载荷的分析及计算；确定与载荷匹配的刚心线位置需要对飞行载荷进行分析；在不同飞行状态下机翼受到的载荷不同，首先需要对飞机的飞行状态进行分析，筛选出飞机常见的几种飞行状态；然后计算出在这几种飞行状态下机翼受到的气动载荷的合力及其作用点；步骤二，刚心线位置的设计；得到了机翼在不同飞行状态下受到的飞行载荷，接着进行机翼结构刚心线的设计；机翼结构的外形、翼型等参数在飞机总体设计阶段已经确定，因此，根据这些已知的参数建立机翼的平面模型，根据刚心线与载荷的关系建立数学优化模型，用一个直线方程来表示刚心线y＝kx+b其中，k表示直线斜率，b表示直线截距，坐标原点为翼根后缘，x方向为机翼展向；按照以下公式确定载荷对于刚心线的扭矩：$T_i=F_i\frac{|{\mathrm{kx}}_i+b-y_i|}{\sqrt{1+k^2}}$其中，i表示飞机在第i种飞行状态中，F_i表示机翼受到气动载荷的合力，(x_i,y_i)表示所述合力的作用点的位置，T_i表示载荷对于刚心线的扭矩；将刚心线的设计问题转化为以下的单目标优化问题：$\left\{\begin{array}{c}\underset{k,b}{min}max\left\{\right|T_1|,|T_2|,...|T_n\left|\right\}\\ k_{low}\le k\le k_{up}\\ b_{low}\le b\le b_{up}\end{array}\right.$其中，k_low表示刚心线斜率的变化下限，k_up表示刚心线斜率的变化上限，b_low表示刚心线截距的变化下限，b_up表示刚心线截距的变化上限；沿展向对机翼进行分段得到多个截面，利用上面的优化模型计算出每个截面的最佳刚心位置，对这若干个刚心位置进行线性拟合，从而获得机翼的最佳刚心线位置；步骤三，翼梁位置的确定；刚心线位置设计完成后，进行机翼翼梁的位置设计；分析大展弦比双梁式机翼的传力特点，得到载荷在前后梁中的分配比例与前后梁弯曲刚度的关系，即为剪力在前后梁中的分配关系：$P_1=\frac{{\mathrm{EI}}_1}{{\mathrm{EI}}_1+{\mathrm{EI}}_2}P=\omega P$$P_2=\frac{{\mathrm{EI}}_2}{{\mathrm{EI}}_1+{\mathrm{EI}}_2}P=(1-\omega )P$其中，EI₁表示前梁的弯曲刚度，EI₂表示后梁的弯曲刚度，P表示作用在机翼上的气动力合力，P₁表示前梁分配得的力，P₂表示后梁分配得的力；机翼的翼型确定，则前后梁腹板的高度与其位置的函数关系确定，此时分析得到刚心线位置与前后梁位置的关系：$x_2=\frac{x_c-{\mathrm{\omega x}}_1}{1-\omega }$其中，x₁表示前梁距前缘的距离，x₂表示后梁距前缘的距离，x_c表示截面刚心距前缘的距离，ω表示前梁的弯曲刚度占前后梁弯曲刚度之和的比例；建立出以翼梁位置，载荷分配比例为设计变量的数学优化模型，将翼梁位置确定问题转化为多目标优化问题：max h₁(x₁)max h₂(x₁,ω)max A(x₁,ω)s.t.f(x₁,ω)≥0g(x₁,ω)＝0其中,h₁表示前梁腹板高度，h₂表示后梁腹板高度，A表示前后梁之间翼盒面积；求解多目标优化方程，利用该模型获得前后梁的最佳位置和前后梁的最佳弯曲刚度分配比例。