一种基于工程梁理论的TBW布局飞机机翼结构分析方法与流程

本发明属于航空系统技术领域，尤其涉及一种基于工程梁理论的tbw布局飞机机翼结构分析方法。

背景技术：

桁架支撑翼(truss-bracedwing，简称tbw)布局客机是一种新型布局的客机。如图1所示，相较于常规飞机，此类飞机在机翼下方增加了桁架部件，通过结构相对简单的结构部件对大展弦比的机翼进行卸载，减轻机翼的结构重量，从而减轻整个飞机的重量。同时由于桁架的作用，tbw飞机相较于常规飞机可以拥有更大的展弦比，从而获得更高的巡航升阻比，更少的燃油消耗，在经济性和环保性上有着更大的优势。

然而，tbw飞机作为一种新的布局形式，缺少相应的数据，无法通过传统的经验估算方法来对其进行重量估算。现有的基于工程梁理论的重量估算方法将机翼简化为悬臂梁结构，没有将桁架结构考虑到传力路径中，无法准确地对tbw布局飞机的机翼结构进行受力分析，因此无法得到准确的重量计算结果。基于有限元方法的重量估算方法需要对机翼结构进行更加精细的建模，耗时太长，难以应用到飞机总体设计时的优化迭代过程中。

技术实现要素：

发明目的：针对上述现有技术存在计算精度低、耗时长的问题，本发明提供一种基于工程梁理论的tbw布局飞机机翼结构分析方法。

技术方案：本发明提供一种基于工程梁理论的tbw布局飞机机翼结构分析方法，该方法具体包括如下步骤：

步骤1：对tbw布局飞机的机翼部分进行几何建模，定义了机翼部分的几何参数；所述机翼部分包括：主机翼、斜撑和支撑；

步骤2：根据上述的几何参数建立tbw布局飞机机翼部分的三维几何模型；

步骤3：根据机翼部分的三维几何模型和几何参数确定机翼部分的盒段，将盒段分割成若干个小段，计算每个小段的等效刚度；从而计算得到主机翼、斜撑以及支撑的等效刚度；

步骤4：对步骤2中机翼部分的三维几何模型进行简化：将主机翼、斜撑视为梁模型，主机翼与机身的连接处视为固支；斜撑与机身的连接处视为固支；斜撑末端与机翼的连接处视为铰支；将支撑视为杆模型，支撑与主机翼、斜撑的连接处视为铰支；

步骤5：将气动载荷沿展向施加到主机翼的梁模型上，并根据虚力原理，对简化后的模型进行受力分析，得到每个小段的应力大小以及结构位移；

步骤6：根据简化后模型的每个小段的应力大小以及结构位移判断该机翼设计结构是否合理。

进一步的，其特征在于，所述计算主机翼、斜撑以及支撑的等效刚度的具体方法为：用垂直于盒段展向的平面将盒段分割为若干个有限元小段，基于每小段内的结构尺寸不变，计算每小段的等效刚度；从而得到主机翼、斜撑以及支撑的等效刚度。

进一步的，根据步骤3中各小段的结构尺寸和材料属性，计算出机翼部分的结构重量。

进一步的，所述步骤5中具体得到简化后模型的每个小段的应力大小以及结构位移的方法为：

将气动载荷沿展向施加到主机翼的梁模型上，简化后机翼部分的三维几何模型为一个静不定结构，采用单位载荷法，并基于虚力原理将原静不定结构拆分为两个静定结构，从而得到如下方程组：

其中，x1、x2为假设的单位虚力；δ11为虚力x1的作用点在虚力x1作用下的位移；δ12为虚力x1的作用点在虚力x2作用下的位移；δ21为虚力x2的作用点在虚力x1作用下的位移；δ22为虚力x2的作用点在虚力x2作用下的位移；δ1p为虚力x1的作用点在外部载荷p作用下的位移；δ2p为虚力x2的作用点在外部载荷p作用下的位移；

求解方程组得到x1、x2与外力p的关系，在由结构力学根据x1、x2与外力p的关系，计算得到原静不定结构的每个小段的应力大小以及结构位移。

进一步的，所述位移δ2p、δ1p、δ11、δ12、δ21、δ22的计算方法如下所示：

其中，ej为机翼的等效刚度，m1为x1所产生的力矩，m2为x2所产生的力矩，mp为外力p即气动载荷所产生的力矩。

有益效果：本发明为桁架支撑翼飞机总体设计阶段的机翼结构和重量分析提供了快速的计算方法，弥补了经验方法的数据缺失以及有限元方法的耗时太长等不足。

附图说明

图1为tbw布局飞机外形示意图；

图2为本发明的流程图；

图3为机翼部分外形俯视图；

图4为机翼部分外形前视图；

图5为机翼部分三维几何模型；

图6为机翼部分工程梁简化模型；

图7为单位载荷法虚力施加位置示意图；

图8为主机翼沿展向弯曲变形大小示意图。

附图说明：1、主机翼；2、支撑；3、斜撑。

具体实施方式

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

本实施例提供一种基于工程梁理论的tbw布局飞机机翼结构分析方法；具体方法如图2所示，包括如下步骤：

三维几何建模：本发明首先对tbw飞机的机翼部分进行几何建模，所述机翼部分包括：主机翼、桁架；所述桁架包括：斜撑、支撑；分别定义了主机翼、斜撑以及支撑的几何参数。几何参数定义过程在excel表格中完成，利用excel的计算功能，在输入指定参数的数值后，会自动计算出其他相关参数的数值。excel中的主要输入参数为主机翼、斜撑、支撑三者的几何尺寸、梁位置、蒙皮厚度以及梁腹板厚度等参数。在得到机翼部分的几何外形后，可在excel中快速显示其平面视图，方便设计人员对布局进行调整。机翼部分的外形平面视图如图3和图4所示。通过matlab读取excel中的相应参数，对tbw飞机的机翼部分进行三维建模，建模结果如图5所示。

等效刚度：根据机翼部分的前后梁的位置，分别将主机翼、斜撑、支撑的前后梁以及前后梁之间的上下蒙皮组成的盒段视为主承力结构。对已经建立完成的机翼部分的三维模型，将主机翼、斜撑、支撑的盒段分别利用垂直于其盒段的平面将盒段沿展向分为若干个有限元小段，基于每个小段结构尺寸不变，根据每个小段的盒段形状和材料属性，计算每段的等效刚度；从而得到主机翼、斜撑以及支撑的等效刚度。

模型简化：桁架支撑翼布局飞机的机翼传力结构即机翼部分可以简化为图6中的工程梁模型：将主机翼、斜撑视为梁模型，主机翼与机身的连接处视为固支；斜撑与机身的连接处视为固支；斜撑末端与机翼的连接处视为铰支；将支撑视为杆模型，支撑与主机翼、斜撑的连接处视为铰支；。

结构分析和重量估算：气动载荷按节点施加到主机翼的近似梁模型上，简化后机翼部分的三维模型为一个静不定结构，静不定度为2。为了分析静不定结构的传力，采用单位载荷法，基于虚力原理将原来的静不定结构拆分为两个静定结构，结构拆分方式如图7所示。

根据虚力原理，弹性体在外力作用下平衡，且处于变形协调状态时，虚力和相应的虚应力在真实位移上所做的虚余功总和为0。由此可以得到以下方程组：

其中，x1、x2为假设的单位虚力；δ11为虚力x1的作用点在虚力x1作用下的位移；δ12为虚力x1的作用点在虚力x2作用下的位移；δ21为虚力x2的作用点在虚力x1作用下的位移；δ22为虚力x2的作用点在虚力x2作用下的位移；δ1p为虚力x1的作用点在外部载荷p作用下的位移；δ2p为虚力x2的作用点在外部载荷p作用下的位移；

求解方程组得到x1、x2与外力p的关系，在由结构力学根据x1、x2与外力p的关系计算得到原静不定结构的每个小段即各部分的应力大小以及结构位移。

所述位移δ2p、δ1p、δ11、δ12、δ21、δ22、的计算方法如下所示：

其中，ej为机翼的等效刚度，m1为x1所产生的力矩，m2为x2所产生的力矩，mp为外力p即气动载荷所产生的力矩。

重量计算：根据各有限元小段的结构尺寸(机翼几何尺寸、梁厚度、蒙皮厚度)和材料属性，可以计算出相应的结构重量。

本实施例通过某tbw布局飞机的方案来验证基于工程梁理论的机翼结构重量估算方法的准确性。所选取的飞机为150座级中短程客机，巡航马赫数为0.7，气动载荷由气动分析软件输出。飞机主机翼的主要几何外形参数如表1所示，斜撑的主要几何外形参数如表2所示，支柱的主要几何外形参数如表3所示。

表1主翼几何参数

表2斜撑几何参数

表3支柱几何参数

选择铝合金作为机翼结构材料，其弹性模量为70000mpa，泊松比为0.3，切变模量为26923mpa，密度为2700kg/m³。考虑1.5g的过载，经过本专利的等效工程梁方法分析，主机翼后梁翼尖向上弯曲4.4m，主机翼沿展向变形如图8所示，可以看出斜撑与主机翼连接处内侧部分，主机翼的弯曲变形明显变缓，斜撑对主机翼的卸载作用显著。考虑飞机机翼的对称性，将重量分析结果扩大2倍，最终可以得到机翼各部件的结构重量。其中主机翼的结构重量为6213kg，斜撑的结构重量为3488kg，支撑的结构重量为106kg，机翼总结构重量为9807kg。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。