一種機翼剛度的簡化計算方法

摘 要：采用梁單元模擬飛機系留模型中機翼結構時，需要給出機翼結構剛度參數。根據試驗測量得到的典型局部點的位移，采用彎曲撓度方程和轉角方程計算機翼結構的彎曲剛度和扭轉剛度。

關鍵詞：機翼；撓度；轉角；彎曲剛度；扭轉剛度

系留是確保飛機在所規定的氣候條件下在陸面或艦面上停機、試車、頂起時的安全所采取的固定措施。研究系留載荷計算問題分為解析計算方法和數值計算方法兩大類，解析計算方法有矩陣力法和矩陣位移法，數值計算方法主要是能量法和有限單元法等[1]。本文利用有限單元法，將機翼結構簡化成由若干梁單元連接而成，因此需求解機翼結構的彎曲剛度和扭轉剛度。采用材料力學[2]中的撓曲線近似微分方程，利用已知的機翼結構典型局部點的位移，計算得到每根梁單元的彎曲剛度和扭轉剛度。已知的機翼結構典型局部點的位移可以通過機翼細節有限元模型計算得到或者通過全機懸空靜力試驗位移測量結果得到。

1 機翼模型簡化

某機型高速機翼剖面的扭轉中心在3號梁上，因此沿著3號梁軸線建立機翼一維梁單元模型，即從3號梁軸線與機身模型交點至3號梁軸線與翼稍交點之間建立梁單元，將機翼簡化為支持在機身上的懸臂梁結構，梁單元在翼肋處分段。

2 機翼彎曲剛度計算

機翼彎曲剛度計算數學模型如圖1所示。

圖1中：A點為機翼3號梁與機身連接點；1～5號點為機翼3號梁與各翼肋交點；……