許永標

摘要：在進行飛機設計時，機翼結構的重量的分配十分重要。但是機翼結構的質量分配需要考慮諸多因素，提出一種機翼結構的質量分配方法。進行機翼結構的質量分配時，一般將其按照一定比例分配到承剪結構、承彎結構、起落架結構、氣動荷載結構、燃油結構、前后緣結構以及其他一些附屬結構等。需要對機翼結構的質量分配的方法進行探討，分析質量分配方法的合理性和有效性。

Abstract：?in?the?plane?design，?the?weight?of?the?wing?structure?of?the?distribution?is?very?important.?But?the?quality?of?the?wing?structure?allocation?need?to?consider?many?factors，?put?forward?a?method?of?the?quality?of?the?wing?structure?distribution?.Assign?the?quality?of?the?wing?structure，?general?according?to?certain?proportion?assigned?to?its?bearing?shear?structure，?the?structure?of?the?bending，?the?gear?structure，?the?structure?of?the?pneumatic?load，?fuel?structure，?front?and?back?edge?structure?and?other?adjacent?structures，?etc.?Need?to?assign?the?quality?of?the?wing?structure?method?were?discussed，?the?rationality?and?validity?of?the?analysis?quality?distribution?method.

關鍵詞：機翼結構;質量分配;探討

Key?words：?the?wing?structure;?The?quality?of?distribution;?To?discuss

1.引言

隨著我國航空業(yè)的不斷發(fā)展，飛機的設計越來越受重視，而對于機翼結構的設計更加重要。機翼結構的重量在飛機整個結構的重量中占很大比例，對于飛機的重要性和作用不言而喻。機翼結構的質量的分配的好壞對于飛機的設計的合理性具有重要意義。常用的一些分配方法往往不會滿足對于飛機機翼結構的要求，因此，要分析機翼結構的質量分配方法，選取最合適的分配方法進行設計，保證飛機設計的合理性。

2.機翼結構質量分配方法

2.1?經(jīng)驗公式法

經(jīng)驗公式法，即統(tǒng)計分析法，其主要為對多年積累的數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計、分析，采用一些公式擬合軟件求得機翼結構的質量分配間的數(shù)學表達式，進行估算機翼結構的重量，進行質量分配。由于這些數(shù)學表達式是將飛機的一些性能參數(shù)進行線性回歸，因此計算過程中所需的計算量小，需要的數(shù)據(jù)少，計算方便，非常適用于飛機設計的初級階段。各種類型的飛機的機翼結構的質量基本都可以根據(jù)相應的經(jīng)驗公式計算得到，很多都已經(jīng)作為一些基本信息應用于飛機機翼結構質量分析軟件中，如ACSYNT?、AAA等。但是，由于飛機的設計的不斷發(fā)展，其局限性越來越被方法，該方法的精度與飛機機翼的幾何形狀、材料等有很大關系，一旦采用一些新興材料或者一些新的機翼形狀，其誤差便會很大，本方法就不適用了。

2.2?工程梁方法

工程梁分配方法是以對機翼結構的承載力的受力進行分析為理論基礎進行的。該方法僅對機翼結構的翼盒重量進行評估，其他結構的質量的分配仍然采用根據(jù)已有數(shù)據(jù)進行經(jīng)驗總結。該方法假設機翼結構為墻梁式結構，將機翼結構的受力分為承剪結構、承扭結構和承彎結構共三大部分，之后對這些結構進行重量分配，之后以一定的修正方法進行修正。該方法主要考慮了機翼結構的形式、材料的種類、荷載情況以及機翼結構零件等因素，對于機翼結構的質量分配加以修正，可以適應機翼結構威新材料的要求。但是由于其僅僅考慮了機翼結構的翼盒，因此不能適用于一些不常規(guī)的機翼形狀?；诖?，Chambers等科學家編寫了該方法的程序PDCYL作為對其不足的補充填充到美國NASA飛機機翼結構的質量分配方法中，以提高應用范圍。

繼工程梁法后的等效平板法采用了全局里茲法分析計算，其不考慮飛機機翼結構的形狀，不用有限元計算但可以做到與有限元計算方法類似的結果，計算快速方便。但是，其與工程梁法相比，所計算出的飛機機翼的結構剛度偏大，因此其應用范圍較小。

2.3?有限元法

有限元法是利用計算機技術和CAE技術進行建立機翼結構模型，對于機翼結構在不同載荷情況下的剛度、穩(wěn)定性等進行研究，最終得出機翼結構的質量分配方法。通過現(xiàn)有的繪圖軟件如UG、proE等建模，采用一些有限元軟件如ANSYS、PATRAN等進行計算分析，最終得到機翼結構的分配方法。采用計算機有限元計算方法，可以將整個計算流程實現(xiàn)自動化，可以批量計算得到結果，可以多次修改計算結果直到最優(yōu)分配方法，其不僅減輕了飛機設計工程人員的負擔，也極大的縮短了飛機設計的周期。該方法可以根據(jù)真實的飛機進行建模，對于設計的機翼結構的結構形式?jīng)]有要求，可以根據(jù)設計構想分析各種形狀的飛機機翼，同時，采用計算機計算使得計算精度可以得到保證。但是在飛機初始設計階段，主要的設計參數(shù)等不能確定，有限元計算不能輸入合理地數(shù)據(jù)，則不能對于飛機機翼結構進行詳細的計算。但是，一些飛機公司做了一些嘗試進行修改，美國的NASA研究中心在建立機翼模型，進行有限元分析時提出了一些相應措施，提高了該方法的適用性。

2.4?修正的新型質量分配模型法

修正的分配法采用結構分析的原理，通過建立飛機機翼結構模型，采用參數(shù)優(yōu)化的方法確定模型的結構的修正系數(shù)，進而得出機翼結構的分配模型，最終進行機翼結構的質量分配。其加機翼結構質量分為基本翼箱質量Wbox和次結構質量Wsub。將基本翼箱質量Wbox分為承剪的結構的質量Ws、承彎的結構的質量Wb、起落架的安裝結構的質量Wgd、分布的氣動載荷結構的質量Wbkd、油箱結構的質量Wfe和外掛物安裝影響結構的質量Wps共六部分（圖1）。將次結構的質量Wsub分為次結構的前緣結構的質量Wle、次結構的后緣結構的質量Wte、副翼結構的質量Wa、機翼機身接頭的質量Wfw、襟翼結構的質量Wfl和其他結構的質量Wmis共六部分（圖2）?。

圖1?基本翼箱結構示意圖

圖2?次結構示意圖

根據(jù)各部分的質量分配公式計算各部分的質量，將上述各部分所計算得到的質量相加，即可得到整個機翼結構質量。考慮到計算精度，需要對于各部分進行修正計算，最后得到修正后的結構質量。采用有修正系數(shù)的質量分配方法計算比較快速，結果比較準確，提高了在飛機機翼設計時機翼結構質量的準確性。

3.結語

在飛機設計發(fā)展的不同階段，產(chǎn)生了不同了設計方法，相應的，作為飛機設計中重要的組成部分的飛機機翼設計的方法也在不斷創(chuàng)新。由最早的經(jīng)驗公式分析法、工程梁分析法到有限元法和修正帶分配模型法，各一種方法均有一定的代表性，經(jīng)驗公式法和工程梁法成型較早、方法比較成熟，但是對于新時代一些新材質、新造型的一些飛機確不適用，有限元法和修正的分配模型法雖然起步較晚，但是與科學技術相結合，可以很好解決上述問題。因此要總結各個方法的長處，通過對各種方法的探討，分析個方法的適用性，以便更好的適用于當前飛機機翼結構設計中。

參考文獻：

[1]吳斌.基于數(shù)學規(guī)劃法的飛機機翼結構分層次優(yōu)化設計方法研究[J]，飛機設計，2012（4）