一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法

标题：一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法

摘要：本发明涉及一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，其具体步骤为：1)构建坐标系；2)获得主盒段截面外圈和内圈特征点的坐标位置；3)计算主盒段截面外圈和内圈相邻特征点组成线段对应的材料减缩系数；4)特征点线段刚度特性计算；5)特征点线段刚度求和获得大展弦比机翼主盒段弯曲刚度。本发明给出了一种通过特征点坐标和材料信息求机翼主盒段弯曲刚度的方法，改变了以往通过微元面惯性矩求和的方法，提高了计算精度和效率。

申请号：CN201610374301.X

申请日：2016/5/31

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：一种大展弦比机翼主盒段弯曲刚度计算方法，其特征在于，预知机翼主盒段截面外形、刚心位置、截面主惯性轴方向、外形上内外圈上的特征点位置、以及结构材料弹性模量E，计算主盒段弯曲刚度E0I，其具体步骤如下：1.1、坐标系Oxy建立，令坐标原点O位于刚心位置，Ox轴沿主惯性轴向后，Oy轴垂直于Ox轴向上；1.2、机翼主盒段为单闭室薄壁结构，单闭室薄壁从几何上分为外圈和内圈，外圈和内圈都均分别视为由一系列相连接的线段组成，这些线段由特征点相连而成；按逆时针方向，外圈的特征点计为W1、W2、…、Wm，共m个点，其坐标为(xW1, yW1)、(xW2, yW2)、…、(xWm, yWm)，外圈线段可以表示为其中i＝1，2，3，…，m，且当i＝m时，令m+1为1；按逆时针方向，内圈的特征点计为N1、N2、…、Nn，共n个点，其坐标为(xN1, yN1)、(xN2, yN2)、…、(xNn, yNn)，内圈线段可以表示为其中j＝1，2，3，…，n，且当j＝n时，令n+1为1；1.3、定义一个基准材料弹性模量E0；以逆时针方向为正，外圈线段正方向的结构材料弹性模量为EWi，内圈线段负方向的结构材料弹性模量为ENj，计算材料减缩系数：1.4、按逆时针方向，外圈线段对应的特征点线段刚度特性为内圈线段对应的特征点线段刚度特性为1.5、机翼主盒段弯曲刚度为即为所求值。

专利类型：发明申请