[發明專利]一種飛機機翼非線性分析方法

有效

• 申請號: 201711174662.0
• 申請日: 2017-11-22
• 公開（公告）號: CN108100221B
• 公開（公告）日: 2021-02-05
• 發明（設計）人: 宋曉鶴;李健
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00;G06F17/00
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 高原

本發明涉及一種飛機機翼非線性分析方法，其包括：步驟一：機翼模型簡化‘步驟二：載荷坐標系建立；步驟三：載荷簡化；步驟四：跟隨載荷定義；步驟五：非線性分析。本發明的飛機機翼非線性分析方法考慮結構變形和載荷跟隨，其主要特點是：機翼模型按剛度等效進行簡化、機翼氣動載荷和慣性載荷分別施加、各肋氣動載荷跟隨各肋站位機翼總體變形進行定義，最終完善了傳統計算方法，所計算得到的結果更為準確，可提高機翼應力分析水平，為減輕飛機機翼結構重量提供支持。

技術領域

本發明屬于飛機結構設計技術領域，尤其涉及一種飛機機翼非線性分析方法。

背景技術

目前飛機機翼應力分析均采用有限元線性應力分析方法，對于展弦比較小的機翼，結構變形較小，線性應力分析結果較為準確；對于展弦比較大的機翼，結構變形較大，若不考慮結構變形的影響，則應力分析結果存在偏差，若采用傳統的非線性分析方法，由于機翼應力分析模型規模較大，對計算設備要求較高，計算周期較長。

發明內容

本發明的目的是提供一種飛機機翼非線性分析方法，針對大展弦比機翼非線性應力分析，解決由于機翼應力分析模型規模較大，目前進行非線性應力分析代價較大，一般僅進行有限元線性應力分析，從而有效的解決了大展弦比機翼考慮結構變形和載荷跟隨的非線性應力分析問題。

為達到上述目的，本發明采用的技術方案是：一種飛機機翼非線性分析方法，其包括

步驟一：機翼模型簡化

根據機翼受力特性，按剛度等效對機翼前、后緣結構模型進行簡化；

步驟二：載荷坐標系建立

計算機翼主盒段各肋的幾何中心，在各肋平面內，以各肋的幾何中心為原點，以翼盒前后翼型高度中點連線方向為X軸，肋平面法向為Y軸方向，肋平面內垂直X軸方向為Z軸方向，建立各肋的局部載荷坐標系；

步驟三：載荷簡化

將氣動載荷簡化為各肋局部載荷坐標系下的三個方向載荷，即航向載荷沿x方向、側向載荷沿y方向和垂向載荷沿z方向；

將慣性載荷在全機坐標系下三個方向載荷；

步驟四：跟隨載荷定義

在機翼變形中，使各肋所受的航向氣動載荷始終沿翼盒模型前后翼型高度中點連線方向，使各肋所承受的側向氣動載荷始終沿翼盒模型翼肋平面法向，使各肋所承受的垂向氣動載荷始終沿垂直于前后翼型高度中點連線方向；

對各肋慣性載荷，在飛機全機坐標系中定義，始終沿航向、側向和垂向；

步驟五：非線性分析

基于機翼結構大變形和步驟四定義的跟隨載荷對機翼主盒段進行非線性應力分析。

在本發明優選實施例中，所述機翼前后緣結構包括活動翼面和固定前后緣。

在本發明優選實施例中，所述剛度中心的定義為：在不考慮扭轉情況下各抗側力單元層剪力的合力中心。

在本發明優選實施例中，所述局部載荷坐標系符合右手坐標系定則。

本發明的飛機機翼非線性分析方法考慮結構變形和載荷跟隨，其主要特點是：機翼模型按剛度等效進行簡化、機翼氣動載荷和慣性載荷分別施加、各肋氣動載荷跟隨各肋站位機翼總體變形進行定義，最終完善了傳統計算方法，所計算得到的結果更為準確，可提高機翼應力分析水平，為減輕飛機機翼結構重量提供支持。

附圖說明

此處的附圖被并入說明書中并構成本說明書的一部分，示出了符合本發明的實施例，并與說明書一起用于解釋本發明的原理。

圖1為本發明的飛機機翼非線性分析方法流程圖。