[发明专利]一种飞机机翼非线性分析方法

说明书

本发明涉及一种飞机机翼非线性分析方法，其包括：步骤一：机翼模型简化‘步骤二：载荷坐标系建立；步骤三：载荷简化；步骤四：跟随载荷定义；步骤五：非线性分析。本发明的飞机机翼非线性分析方法考虑结构变形和载荷跟随，其主要特点是：机翼模型按刚度等效进行简化、机翼气动载荷和惯性载荷分别施加、各肋气动载荷跟随各肋站位机翼总体变形进行定义，最终完善了传统计算方法，所计算得到的结果更为准确，可提高机翼应力分析水平，为减轻飞机机翼结构重量提供支持。

技术领域

本发明属于飞机结构设计技术领域，尤其涉及一种飞机机翼非线性分析方法。

背景技术

目前飞机机翼应力分析均采用有限元线性应力分析方法，对于展弦比较小的机翼，结构变形较小，线性应力分析结果较为准确；对于展弦比较大的机翼，结构变形较大，若不考虑结构变形的影响，则应力分析结果存在偏差，若采用传统的非线性分析方法，由于机翼应力分析模型规模较大，对计算设备要求较高，计算周期较长。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机机翼非线性分析方法，针对大展弦比机翼非线性应力分析，解决由于机翼应力分析模型规模较大，目前进行非线性应力分析代价较大，一般仅进行有限元线性应力分析，从而有效的解决了大展弦比机翼考虑结构变形和载荷跟随的非线性应力分析问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机机翼非线性分析方法，其包括

步骤一：机翼模型简化

根据机翼受力特性，按刚度等效对机翼前、后缘结构模型进行简化；

步骤二：载荷坐标系建立

计算机翼主盒段各肋的几何中心，在各肋平面内，以各肋的几何中心为原点，以翼盒前后翼型高度中点连线方向为X轴，肋平面法向为Y轴方向，肋平面内垂直X轴方向为Z轴方向，建立各肋的局部载荷坐标系；

步骤三：载荷简化

将气动载荷简化为各肋局部载荷坐标系下的三个方向载荷，即航向载荷沿x方向、侧向载荷沿y方向和垂向载荷沿z方向；

将惯性载荷在全机坐标系下三个方向载荷；

步骤四：跟随载荷定义

在机翼变形中，使各肋所受的航向气动载荷始终沿翼盒模型前后翼型高度中点连线方向，使各肋所承受的侧向气动载荷始终沿翼盒模型翼肋平面法向，使各肋所承受的垂向气动载荷始终沿垂直于前后翼型高度中点连线方向；

对各肋惯性载荷，在飞机全机坐标系中定义，始终沿航向、侧向和垂向；

步骤五：非线性分析

基于机翼结构大变形和步骤四定义的跟随载荷对机翼主盒段进行非线性应力分析。

在本发明优选实施例中，所述机翼前后缘结构包括活动翼面和固定前后缘。

在本发明优选实施例中，所述刚度中心的定义为：在不考虑扭转情况下各抗侧力单元层剪力的合力中心。

在本发明优选实施例中，所述局部载荷坐标系符合右手坐标系定则。

本发明的飞机机翼非线性分析方法考虑结构变形和载荷跟随，其主要特点是：机翼模型按刚度等效进行简化、机翼气动载荷和惯性载荷分别施加、各肋气动载荷跟随各肋站位机翼总体变形进行定义，最终完善了传统计算方法，所计算得到的结果更为准确，可提高机翼应力分析水平，为减轻飞机机翼结构重量提供支持。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为本发明的飞机机翼非线性分析方法流程图。