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1、(10)申请公布号 CN 103761390 A (43)申请公布日 2014.04.30 CN 103761390 A (21)申请号 201410028218.8 (22)申请日 2014.01.21 G06F 17/50(2006.01) (71)申请人 北京航空航天大学 地址 100091 北京市海淀区学院路 37 号 (72)发明人 何景武 袁宁宁 赵嘉俊 胡聪聪 洪阳 耿立超 (54) 发明名称 一种机翼结构刚心线位置的设计方法 (57) 摘要 本发明公开了一种机翼结构刚心线位置设计 的方法， 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。
2、计。本 发明的方法在设计的初期就将刚心线位置考虑到 结构设计中， 可以避免以往结构设计的盲目性， 使 设计更加科学 ； 本发明创新性地提出将刚心线位 置与载荷匹配的思想， 在设计初期根据机翼受到 载荷的特点快速完成刚心线位置的确定， 达到机 翼的刚心线位置与载荷相匹配的目的 ； 本发明为 后续的机翼结构设计提供了有力的科学依据 ； 刚 心线位置设计方法新颖， 思路明确， 操作可行， 具 有较强的普适性， 可以在大展弦比机翼的结构设 计中推广应用。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 2 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页。
3、 说明书3页 附图2页 (10)申请公布号 CN 103761390 A CN 103761390 A 1/1 页 2 1. 一种机翼结构刚心线位置的设计方法， 其特征在于， 包括 ： 对飞机的飞行状态进行分析， 筛选出多于一种常见的飞行状态 ； 计算在所述多于一种常见的飞行状态下机翼受到的气动载荷的合力及作用点 ； 根据机翼结构的外形参数和翼型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 ； 按照以下公式确定载荷对于刚心线的扭矩 ： 其中， i 表示飞机在第 i 种飞行状态中， 。
4、Fi表示机翼受到气动载荷的合力， (xi,yi) 表示 所述合力的作用点的位置， Ti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 ： 其中， klow表示刚心线斜率的变化下限， kup表示刚心线斜率的变化上限， blow表示刚心 线截距的变化下限， bup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。 权 利 要 求 书 CN 103761390 A 2 1/3 页 3 一种机翼结构刚心线位置的设计方法 技术领域 0001 本发。
5、明属于航空航天飞行器结构设计技术领域， 具体涉及一种机翼结构刚心线位 置的设计方法。 背景技术 0002 在飞行器机翼结构设计中， 机翼结构刚度设计占据着非常重要的地位。机翼的刚 心线作为机翼的重要参数， 其具体位置对结构的传力特性、 振动特性及结构变形有着重要 的影响。 若结构的刚心位置不合理， 则机翼的内力传递和分配将产生较大的差别， 机翼也将 有可能产生有害变形、 甚至会发生振动及气动弹性等问题。 0003 在以往的机翼结构设计中涉及刚度的部分， 都是先按照设计经验将结构设计出 来， 根据结构的具体情况进行与结构刚度有关问题的分析计算或者相应的试验。刚心线是 机翼结构刚度的重要参数， 若。
6、其位置不合理， 则需要修改设计图纸， 更改设计， 之后进行往 复的分析计算， 最后给出满足要求的设计状态。 这样的设计方法必将导致设计周期长、 经费 开销大， 设计问题多， 并且具有一定的盲目性。 0004 针对上述问题， 目前尚未提出有效的解决方案。 发明内容 0005 本发明提出了一种机翼结构刚心线位置的设计方法， 在结构设计初期， 就依据机 翼载荷的特点， 设计出机翼刚心线的位置以达到与载荷匹配的目的， 从而指导后续的设计 过程， 设计出更加合理、 利用率更高的结构。 0006 一种机翼结构刚心线位置的设计方法， 包括以下几个步骤 ： 0007 步骤一， 机翼飞行载荷的分析及计算 ； 0。
7、008 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 ； 0009 步骤二， 刚心线位置的设计 ； 0010 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， 0011 y kx+b （1） 0012 式中。
8、， k直线斜率 0013 b直线截距 0014 假设飞机有 n 种飞行状态， 飞机在第 i 种飞行状态中， 机翼受到气动力合力为 Fi， 其作用位置为 (xi,yi)， 对刚心线的扭矩为 Ti， 则载荷对于刚心线的扭矩可用下式表示 ： 说 明 书 CN 103761390 A 3 2/3 页 4 0015 0016 将刚心线的设计问题转化为单目标优化问题 ： 0017 0018 式中， klow刚心线斜率的变化下限 0019 kup刚心线斜率的变化上限 0020 blow刚心线截距的变化下限 0021 bup刚心线截距的变化上限 0022 沿展向对机翼进行分段， 计算出每个截面的最佳刚心位置，。
9、 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。 0023 本发明的优点在于 ： 0024 （1） 本发明在机翼结构设计初期就将机翼结构刚度的重要指标机翼的刚心线 位置考虑到结构设计中， 可以避免以往结构刚度设计的盲目性， 提升机翼结构设计的科学 性 ； 0025 （2） 本发明创新性的提出将刚心线位置与载荷匹配的思想， 能够在设计初期根据 机翼受到载荷的特点快速完成刚心线位置的确定， 达到机翼的刚心线位置与载荷相匹配的 目的， 为后续的机翼结构设计提供了有力的科学依据 ； 0026 （3） 本发明提出的方法与传统的结构刚度设计方法相比， 可以设计出与载荷匹配 的结构刚度，。
10、 利用此方法指导后续设计， 设计方法更科学， 设计出的结构重量更轻， 内力分 配更合理， 结构的利用率更高， 对结构的设计工作有一定的推动作用 ； 0027 （4） 本发明方法新颖， 思路明确， 操作可行， 具有较强的普适性， 可以在大展弦比机 翼的结构设计中推广应用， 且该方法节约了大量因不断建模、 修改模型反复试验而浪费的 时间， 设计效率得到明显提高 ； 附图说明 0028 此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解， 构成本申请的一部分， 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。 0029 图 1 是本发明的方法流程图 ； 0030 图 2 是本发。
11、明的机翼平面模型示意图 ； 0031 图 3 是本发明的实施例某型无人机的机翼三维图 ； 0032 图 4 是本发明的实施例某型无人机的机翼简化的平面图 ； 0033 图 5 是本发明的实施例设计出的刚心位置示意图。 具体实施方式 0034 下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。 0035 本发明的一种机翼结构刚心线位置的设计方法， 刚心线计算的理论基础是数学优 说 明 书 CN 103761390 A 4 3/3 页 5 化理论， 将机翼结构的实际模型简化为平面模型。确定刚心线位置的关键在于将刚心线简 化为直线方程。 本发明以某型无人机机翼为例， 利用本发明方法， 获得机翼刚心线。
12、的最佳位 置。 0036 本发明是一种机翼刚心线位置的设计方法， 流程图如图 1 所示， 包括以下几个步 骤 ： 0037 步骤一、 分析及计算机翼的飞行载荷 ； 0038 确定与载荷匹配的刚心线位置需要对飞行载荷进行分析 ； 飞机在不同飞行状态下 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载荷的合力及其作用点 ； 0039 步骤二、 刚心线位置设计 ； 0040 得到了结构在不同飞行状态下受到的飞行载荷， 接着进行结构刚心线的设计 ； 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。
13、些已知的参数建立 机翼的平面模型， 如图 2 所示 ； 根据刚心线与载荷的关系建立数学优化模型， 刚心线用一个 直线方程表示， 0041 y kx+b （4） 0042 式中， k直线斜率 0043 b直线截距 0044 假设飞机有 n 种飞行状态， 飞机在第 i 种飞行状态中， 机翼受到气动力合力为 Fi， 其作用位置为 (xi,yi)， 对刚心线的扭矩为 Ti， 则载荷对于刚心线的扭矩可用下式表示 ： 0045 0046 将刚心线的设计问题转化为单目标优化问题 ： 0047 0048 式中， klow刚心线斜率的变化下限 0049 kup刚心线斜率的变化上限 0050 blow刚心线截距的。
14、变化下限 0051 bup刚心线截距的变化上限 0052 沿展向对机翼进行分段， 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。 0053 实施例 ： 0054 图3为某型无人机机翼的三维图， 图4为机翼简化的平面模型图， 将机翼各个参数 应用到步骤二中的数学优化模型中， 将机翼分为 10 段考虑， 利用优化模型优化出每一个截 面的最佳刚心位置， 将 10 个刚心位置用直线拟合， 得到最佳的刚心线位置方程， 如图 5 所 示。 说 明 书 CN 103761390 A 5 1/2 页 6 图 1 图 2 图 3 说 明 书 附 图 CN 103761390 A 6 2/2 页 7 图 4 图 5 说 明 书 附 图 CN 103761390 A 7 。