[发明专利]飞行器机翼重量计算方法及装置

说明书

本申请提供一种飞行器机翼重量计算方法及装置。其中，所述方法包括：获取飞行器机翼设计参数；基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量；输出所述飞行器机翼总重量。这样，通过将机翼设计参数与结构尺寸及结构重量联系起来并充分考虑实际的受载情况及强度要求，建立一种“参数—结构—重量”的计算框架，可以更为便捷、可靠、准确地估算机翼重量。

技术领域

本申请涉及飞行器设计技术领域，尤其涉及一种飞行器机翼重量计算方法及装置。

背景技术

飞行器机翼重量估算是总体设计过程中必不可少的重要环节，其精度决定了飞行器设计的有效性与合理性。在以往进行飞行器总体设计时，对于机翼重量计算一般采用经验公式方法，工程梁理论分析法以及结构有限元方法。其中，在采用经验公式计算时，需要具有相似机翼布局飞行器的机翼重量统计数据，并且估算值的误差较大。而采用有限元理论计算方法时，需要有详细的结构模型并将离散的有限单元施加载荷与边界条件，在结构分析的基础上得到满足刚强度与结构稳定性的结构最小重量。但在初始设计时，一般没有确定的结构设计数据，需要进行复杂的有限元网格划分与分析。所以该方法仅适用于在详细设计和定型设计阶段使用。

因此，需要提供一种飞行器机翼重量计算方法及装置。这样，通过将机翼设计参数与结构尺寸及结构重量联系起来并充分考虑实际的受载情况及强度要求，建立一种“参数—结构—重量”的计算框架，可以更为便捷、可靠、准确地估算机翼重量。

发明内容

本申请实施例提供一种飞行器机翼重量计算方法。

具体的，一种飞行器机翼重量计算方法，包括：

获取飞行器机翼设计参数；

基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量；

根据所述飞行器机翼各结构单元重量，计算飞行器机翼总重量；

输出所述飞行器机翼总重量。

进一步的，所述飞行器机翼设计参数至少包括机翼设计材料的密度、机翼设计根弦的长度、机翼设计梢弦的长度、机翼设计的半展长、机翼设计的前缘后掠角度、机翼设计的后缘后掠角度中至少一个设计参数。

进一步的，基于飞行器机翼结构单元重量计算函数，计算所述设计参数对应的飞行器机翼各结构单元的重量之前，还包括：

通过气动仿真模型，计算所述飞行器机翼在模拟飞行工况下的展向升力系数分布以及飞行器升力系数。

进一步的，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：

W_mi＝W_si+W_bi

其中，W_si为翼梁结构单元承剪重量，W_bi为翼梁结构单元承弯重量；

式中，τ_s为材料许用剪切应力，ρ_l为翼梁材料密度，F_s(y)为机翼沿翼展方向上的任何剖面处的剪切力，A(y)为翼梁的等效截面积。

进一步的，所述飞行器机翼结构单元重量计算函数表达式如下：

W_mi＝ρ_m∫[c(yi)(w_ut_mpu(i)+w_lt_mpl(i))]dz(i)