某型飞机机翼弯曲变形的仿真计算
飞机机翼弯曲与扭转的分析与优化
飞机机翼弯曲与扭转的分析与优化飞机机翼是飞行器的重要组成部分，它承担着支撑飞行器重量、产生升力以及稳定飞行的重要任务。
机翼的设计与优化对于飞机的性能和安全至关重要。
在机翼设计中，弯曲和扭转是两个重要的力学问题，本文将对飞机机翼的弯曲和扭转进行分析与优化。
首先，我们来看机翼的弯曲问题。
在飞行过程中，机翼受到来自气流和飞机自身重量的力的作用，产生弯曲变形。
弯曲变形会影响机翼的气动性能和结构强度，因此需要进行合理的设计和优化。
弯曲变形的分析可以通过有限元方法进行。
有限元方法是一种数值计算方法，可以将结构划分为许多小的单元，通过求解每个单元的位移和应力来分析整个结构的变形和应力分布。
通过有限元分析，可以得到机翼在不同工况下的弯曲变形，并确定是否满足设计要求。
在机翼的弯曲设计中，需要考虑的因素包括材料的选择、结构的刚度和强度以及外部载荷等。
材料的选择应考虑其强度、刚度和重量等因素，以及其在不同温度和湿度条件下的性能。
结构的刚度和强度应满足设计要求，以保证机翼在飞行过程中不会发生过大的变形和破坏。
外部载荷包括飞机自身重量、气动载荷以及外界环境的影响，需要通过工程经验和试验数据进行估算和验证。
除了弯曲问题，机翼还存在扭转问题。
扭转是指机翼在飞行过程中由于气动力的作用而发生的绕纵向轴线的旋转变形。
扭转会影响机翼的气动性能和稳定性，因此也需要进行合理的设计和优化。
扭转问题的分析同样可以通过有限元方法进行。
通过有限元分析，可以得到机翼在不同工况下的扭转变形，并确定是否满足设计要求。
在扭转设计中，需要考虑的因素包括机翼的扭转刚度、扭转强度以及外部载荷等。
机翼的扭转刚度和强度应满足设计要求，以保证机翼在飞行过程中不会发生过大的扭转变形和破坏。
外部载荷包括飞机自身重量、气动载荷以及外界环境的影响，需要通过工程经验和试验数据进行估算和验证。
为了优化机翼的弯曲和扭转性能，可以采取多种方法。
首先，可以通过材料的选择和结构的设计来提高机翼的刚度和强度，以减小弯曲和扭转变形。
大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法
第17卷第30期2017年10月1671 — 1815(2017)030-0343-05科学技术与工程Science Technology and EngineeringVol. 17 No.30 Oct. 2017©2017 Sci.Tech.Engrg.航空、航天大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法韩小进郭志强温晓月闫楚良(北京飞机强度研究所，北京100083)摘要将大展弦比飞机机翼筒化为变截面悬臂梁结构。
基于线性叠加原理，将变截面梁划分为H段，推导出梁挠度的计算方程。
根据机翼实际尺寸，并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型，将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。
利用A N S Y S有限元软件中几何非线性迭代方法，分析变截面梁受均布载荷时的变形。
理论计算结果和有限元仿真结果吻合，验证了该计算方法的有效性。
为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形，在机翼上布置应变计并进行地面标定试验，得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。
通过采集飞行实测应变数据，结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程，再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。
为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。
关键词标定机翼弯曲变形飞行实测中图法分类号V214. 11% 文献标志码A飞机在飞行过程中，机翼受到气动载荷产生变形。
尤其大展弦比机翼的飞机，在实际飞行过程中外翼、翼尖会产生较大弯曲变形，从而改变机翼的气动压力分布，对机翼结构局部应力产生一定的影响，研究飞行时机翼的实时变形状态对机翼载荷分布、机翼关键部位疲劳寿命有重要的音,（1，2]飞机在空中机翼的实时变形，目前无法直接测得;但飞机飞行时机翼的载荷分布可以通过试验获得。
阎楚良等[3,4]通过在机翼结构上布置应变电桥，结合地面加载标定试验的方法，建立载荷输人与应变输出的关系方程；以此获得飞机机翼在实际飞行过程中的载荷-时间历程。
飞机机翼结构优化设计与仿真
飞机机翼结构优化设计与仿真飞机机翼作为飞行器的重要组成部分，其结构的优化设计和仿真分析是保证飞行器性能和安全的关键步骤。
在本文中，我们将探讨飞机机翼的结构优化设计与仿真方法，并深入研究其相关技术。
首先，飞机机翼的结构优化设计是指通过对机翼材料、几何形状、布局和附件设计等方面的优化，以便在满足强度和刚度要求的同时，最大限度地减轻机翼重量，提高整个飞行器的性能。
机翼结构优化设计的主要目标是使机翼在承受外部载荷时具有最小的应力和变形，并在预定的载荷下保持结构的安全性。
常见的机翼结构优化设计方法包括参数化设计、灵敏度分析、遗传算法和拓扑优化方法等。
参数化设计是一种将机翼几何形状和参数与性能指标相联系的方法。
通过将机翼的关键几何参数转换为设计变量，可以根据性能指标进行系统性的优化。
在进行参数化设计时，我们可以采用CAD软件进行建模和优化计算，并使用有限元方法对机翼结构进行力学分析。
灵敏度分析是一种有效的优化设计方法，可以在给定设计变量和性能指标的情况下，确定各个设计变量对性能的影响程度。
通过灵敏度分析，我们可以找到对机翼性能影响最大的设计变量，并进行优化调整。
遗传算法是一种模拟自然进化的优化方法，通过模拟生物进化过程中的选择、交叉和变异等操作，搜索最优解。
在机翼结构优化设计中，可以使用遗传算法进行参数化设计和优化计算。
通过优化计算，得到最佳的机翼设计方案。
拓扑优化方法是一种在给定约束条件下，通过改变材料的位置和形状，优化机翼结构的方法。
通过对机翼结构进行拓扑优化，可以将材料分布在最需要的地方，提高机翼的载荷分布和性能。
其次，机翼结构的仿真分析是对机翼结构在实际工作条件下的受力性能进行评估和验证的过程。
通过仿真分析，可以评估机翼在不同飞行工况下的应力、变形和疲劳寿命等。
常见的机翼仿真分析方法包括有限元分析、疲劳寿命分析和飞行载荷仿真等。
有限元分析是一种广泛应用于机翼结构分析的方法。
通过将机翼结构离散化为有限个小单元，在给定载荷情况下求解机翼的应力和变形分布。
机翼弯折实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的1. 了解机翼结构的基本原理和受力情况。
2. 掌握机翼弯折实验的操作方法。
3. 通过实验数据，分析机翼在不同加载条件下的变形情况。
4. 评估机翼结构的刚度和强度。
二、实验原理机翼是飞机的主要受力结构之一，其主要功能是提供升力。
在飞行过程中，机翼需要承受各种载荷，包括气动载荷、结构载荷等。
本实验通过模拟机翼在不同加载条件下的弯折情况，研究机翼的变形特性。
三、实验设备1. 机翼模型：采用铝合金或塑料材料制成的机翼模型，尺寸与实际机翼相似。
2. 加载装置：用于施加不同载荷的装置，如液压加载器、弹簧加载器等。
3. 测量工具：用于测量机翼变形的仪器，如百分表、测力计等。
4. 数据采集系统：用于记录实验数据的设备，如电脑、数据采集卡等。
四、实验步骤1. 准备阶段：- 检查机翼模型的结构完整性，确保无裂纹、变形等缺陷。
- 调试加载装置，确保其工作稳定可靠。
- 安装测量工具，确保其测量精度。
2. 实验阶段：- 将机翼模型固定在加载装置上，确保其稳定。
- 逐步增加载荷，记录每次加载下的变形量。
- 重复上述步骤，直至机翼达到最大变形量或破坏。
3. 数据处理：- 将实验数据整理成表格，包括载荷、变形量等。
- 使用数据采集系统对实验数据进行记录和分析。
五、实验结果与分析1. 载荷与变形关系：- 通过实验数据，绘制载荷与变形量的关系曲线。
- 分析曲线变化趋势，得出机翼在不同载荷下的变形规律。
2. 机翼刚度分析：- 根据实验数据，计算机翼的刚度系数。
- 分析刚度系数与载荷、变形量的关系，评估机翼结构的刚度。
3. 机翼强度分析：- 根据实验数据，计算机翼的应力分布。
- 分析应力分布情况，评估机翼结构的强度。
六、实验结论1. 机翼在受到不同载荷时，表现出不同的变形特性。
2. 机翼的刚度和强度与载荷、变形量密切相关。
3. 通过本实验，验证了机翼结构在实际飞行过程中的受力情况，为机翼设计提供了理论依据。
七、实验注意事项1. 实验过程中，注意安全操作，避免发生意外事故。
基于ANSYS的四旋翼飞行器机架受力弯曲分析
基于ANSYS的四旋翼飞行器机架受力弯曲分析摘要：随着科技的发展，四旋翼飞行器的应用越来越广泛，与之相关的研究也越来越多。
本文通过建立四旋翼飞行器机架模型，用ANSYS软件计算分析了四旋翼飞行器机架支撑杆的受力，分析了支撑杆各部分的受力弯曲情况。
计算结果为提高机架的性能和优化设计提供了参考依据。
关键词：四旋翼飞行器静力分析ANSYS1.引言四旋翼飞行器是一种微型飞行器，利用四个螺旋桨作为飞行引擎进行空中飞行。
由于机械结构简单，尺寸较小，重量较轻，适合携带一定的载荷，具备自主导航能力，因而广泛用于军事、民用和科技等复杂危险的环境中。
四旋翼飞行器的飞行控制系统通过传感器采集飞行姿态数据，实时监测和控制飞行姿态，因而飞行很稳定，也能任意角度移动，非常灵活。
在没有外力并且重量分布均匀时，四个螺旋桨以同样的速度转动。
当四个螺旋桨向上的拉力大于机身的重力时，四旋翼飞行器就会上升。
拉力与机身重量相等时，四旋翼飞行器就会在空中悬停。
当前方的马达减速，后方的马达加速，四旋翼就会向前倾斜，实现飞行器的向前飞行[1]。
通过调整四个马达的转速，可以实现各种飞行姿态。
目前，四旋翼飞行器主要偏重于飞控算法的研究，例如：瑞士联邦理工学院的0S4四旋翼飞行器分别使用了FID、LQR、Back Stepping和Sliding Mode算法实现了对飞行器的姿态控制[2]。
MIT的G. Gowtham 提出了一组高效指引四旋翼行器编队飞行的控制方法[3]；MIT 还研制出了基于视觉导航的室内四旋翼飞行器控制系统,能够精确地完成各种复杂的机动飞行。
南京航空航天大学提出了DI/QFT控制器在四旋翼飞行器飞行控制中的应用[4]；国防科技大学提出的自抗扰控制器可以对四旋翼飞行器实现姿态增稳控制[5]。
此外还有很多由民间飞行器爱好者开发的开源四旋翼飞行控制系统，都能较好实现对四旋翼飞行器的姿态稳定控制。
然而，关于四旋翼飞行器机械结构的设计却很少有涉及。
飞机起落过程中弯曲变形与应力分析
飞机起落过程中弯曲变形与应力分析飞机是人类最伟大的发明之一，它可以让我们在短时间内到达远方。
而飞机的起降是每次飞行最危险的过程之一。
在起落过程中，飞机的机体往往会发生弯曲变形，这种变形会引起不可逆的应力，并且可能导致机体的破裂或者损坏。
因此，在设计和制造飞机时，必须考虑起降过程中的弯曲变形和应力分析。
1.飞机起落过程中的变形在飞机起落过程中，由于飞机作用于跑道的支撑力和阻力的变化，飞机的机体往往会发生变形。
首先是弯曲形变，即整个机身在纵向方向上弯曲。
弯曲变形的大小与飞机的重量、速度、起降角度以及跑道的坡度有关。
其次是扭曲变形，即机翼在横向方向上扭曲。
在飞机起落时，由于地面的不平整，飞机的机翼往往需要扭曲来适应地面的形状，这种扭曲变形会增加机翼的应力。
最后是剪切变形，即机身在往返滑行过程中由于机身的前后重心变化而导致的剪切形变。
剪切变形是整个飞机载荷下传的必然结果。
2.飞机起落过程中的应力分析在飞机起落过程中，机体变形会引起不可逆的应力，这些应力可能影响机体的耐久性和安全性。
因此，在设计和制造飞机时，必须进行应力分析，以确保飞机的安全和舒适。
首先是弯曲应力。
当飞机在起降时受到跑道的支撑力和阻力的变化，机身会发生弯曲形变，从而导致机身产生弯曲应力。
这种应力可能会导致机体破裂或者损坏。
其次是扭转应力。
当机翼在横向方向上发生扭曲变形时，也会产生扭转应力。
扭转应力可能会导致机翼脱离或者损坏。
最后是剪切应力。
由于前后重心变化，机身会产生剪切形变。
这会引起剪切应力，可能导致机体的破裂或者损坏。
3.飞机起落过程中的弯曲变形和应力分析的解决方法为了使飞机起降过程中的弯曲变形和应力尽可能小，需要采取一系列措施来解决这个问题。
首先，通过减少跑道的坡度和减缓飞机的速度，可以减少弯曲变形。
其次，在设计和制造飞机时，可以采用一些先进的复合材料来减少机翼的扭曲形变并降低扭转应力。
最后，可以采用一些优化的结构设计来减少剪切形变和剪切应力。
翼形剖面弯度计算公式
翼形剖面弯度计算公式翼形剖面的弯度是指翼型上表面和下表面的曲率，它对于飞机的气动性能有着重要的影响。
在飞机设计中，翼形剖面的弯度需要通过计算得出，以确保飞机具有良好的飞行性能和稳定性。
翼形剖面弯度的计算公式可以通过数学方法推导得出。
在本文中，我们将介绍一种常用的翼形剖面弯度计算公式，以及该公式的应用和意义。
翼形剖面弯度计算公式可以表示为：\[C_{m}= \frac{2c}{c_{l}} \left( \frac{1}{\sqrt{1-\left(\frac{y}{c}\right)^2}}\frac{y}{c} \right)\]其中，\(C_{m}\)表示翼形剖面的弯度，\(c\)表示翼弦长，\(c_{l}\)表示翼型的弦长系数，\(y\)表示翼型上表面或下表面上某一点到翼弦的距离。
这个公式是通过对翼型剖面的曲率进行数学推导得出的。
在实际应用中，可以通过测量翼型剖面上不同点的坐标，并代入上述公式进行计算，从而得到翼型剖面的弯度分布。
翼形剖面弯度的计算对于飞机设计和气动性能分析具有重要的意义。
在飞机设计中，设计师需要根据飞机的使用需求和飞行性能要求来选择合适的翼型剖面，而翼形剖面的弯度是翼型选择的重要参数之一。
通过计算翼形剖面的弯度分布，设计师可以评估不同翼型在不同飞行状态下的气动性能，从而选择最合适的翼型。
此外，翼形剖面的弯度对于飞机的升力和阻力也有着直接的影响。
翼形剖面的弯度分布会影响翼型的升力和阻力特性，进而影响飞机的升力和阻力分布。
通过计算翼型剖面的弯度，设计师可以优化翼型设计，以实现更好的升力和阻力性能。
除了对飞机设计有着重要的意义外，翼形剖面弯度的计算公式还可以应用于飞机气动性能分析和飞行器模拟。
通过计算不同翼型的弯度分布，研究人员可以评估不同翼型在不同飞行状态下的气动性能，从而为飞机的气动设计和飞行控制提供参考。
总之，翼形剖面弯度计算公式是飞机设计和气动性能分析中的重要工具。
通过计算翼型剖面的弯度，设计师可以评估不同翼型的气动性能，优化翼型设计，提高飞机的飞行性能和稳定性。
机翼力矩中心计算
机翼力矩中心计算【一、机翼力矩中心概述】机翼力矩中心，简称CM（Center of Moment），是指在飞机飞行过程中，机翼所产生的力矩作用的中心点。
它是飞机设计、飞行控制和飞行性能分析的重要参数。
了解机翼力矩中心的计算方法及其在飞行中的应用，对于飞行员和飞机设计者来说具有重要意义。
【二、机翼力矩中心的计算方法】1.基本公式：机翼力矩中心的位置可以通过以下公式计算：CM = (M1 * d1 + M2 * d2) / (M1 + M2)其中，M1为机翼根部弯矩，d1为机翼根部到力矩中心的距离；M2为机翼尖部弯矩，d2为机翼尖部到力矩中心的距离。
2.修正系数：实际计算中，需要考虑机翼的扭转、弹性变形等因素，因此需要引入修正系数。
修正系数通常包括：扭转修正系数、弹性修正系数等。
3.实例计算：以某型飞机为例，根据设计参数和飞行条件，可以计算出机翼力矩中心的位置。
【三、机翼力矩中心在飞行中的应用】机翼力矩中心在飞行中的应用主要体现在以下几个方面：1.飞行稳定性分析：机翼力矩中心的位置关系着飞机的稳定性，对于飞机的操控性和安全性具有重要意义。
2.飞行性能计算：机翼力矩中心的位置会影响飞机的升力、阻力等性能参数，从而影响飞行性能。
3.飞行控制系统设计：机翼力矩中心是飞行控制系统设计的重要依据，如飞行控制律设计、飞行控制系统硬件布局等。
【四、影响机翼力矩中心的因素】1.机翼几何参数：机翼的形状、尺寸等几何参数会影响机翼力矩中心的位置。
2.飞行条件：飞行速度、高度、温度等条件会对机翼力矩中心产生影响。
3.机翼材料和结构：机翼的材料和结构属性也会对力矩中心产生影响。
【五、总结与建议】机翼力矩中心是飞机设计和飞行控制的关键参数，掌握其计算方法和应用对于飞机性能分析和飞行安全至关重要。
在实际设计和飞行过程中，要充分考虑各种因素对机翼力矩中心的影响，合理调整机翼力矩中心的位置，以提高飞机的飞行性能和安全性。
某型民用运输机机翼应力与变形分析
某型民用运输机机翼应力与变形分析侯甲栋;冯蕴雯【摘要】为了探究大型运输机在使用限制范围内,典型载荷作用下机翼的应力分布和变形量,针对某型飞机,建立了机翼翼盒段有限元模型.对巡航状态、最大正过载和最大负过载(1g,2.5g,-1g)三种典型工况进行应力和变形分析.结果显示,巡航状态机翼向上弯曲的最大变形量为1.33 m,32 ～ 33号肋区域应力较大;最大正过载时,机翼向上弯曲的最大变形量为3.69 m,应力较大区域与巡航状态类似;最大负过载情况下,机翼向下弯曲的最大变形量是1.81 m,18 ～ 19号肋区域应力较大.通过与同级别飞机试验数据的比较,验证了计算结果的准确性.分析结果可为大型飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供参考.%In order to explore the wing's stress distribution and deformation in typical load within the scope of use restrictions of the large transport aircraft,the finite element model of a certain type aircraft wing box is established,on the three kinds of typical working condition,cruise state、maximum positive overload state and maximum negative overload state (1 g,2.5 g,-1 g),stress and deformation of the wing box are analyzed.Results show that the maximum wing bending deformation of the cruise state is 1.33 m,the large stress area is 32nd to 33rd rib region;the maximum wing bending deformation of the maximum positive overload state is 3.69 m,the large stress area is similar as the cruise state;the maximum wing bending deformation of the maximum negative overload state is 1.81m,the large stress area is 18th to 19th rib region.Through the comparison of test data with the same level plane,the calculation is verified accurately.The results of the analysis can beprovided for the large aircraft wing structure design and aerodynamic elasticity analysis.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2017(017)011【总页数】8页(P328-335)【关键词】机翼;翼盒;有限元;应力;变形【作者】侯甲栋;冯蕴雯【作者单位】中国民用航空飞行学院航空工程学院,广汉618307;西北工业大学航空学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V224.3飞机在飞行过程中,机翼受到各种力会产生变形，变形的大小会影响机翼的气动效果，同时过大的变形还会导致应力集中，造成强度破坏。
机翼弯曲模拟系统的建模与仿真研究
机翼弯曲模拟系统的建模与仿真研究
赵孟文;樊泽明
【期刊名称】《机械科学与技术》
【年(卷),期】2024(43)2
【摘要】某型飞机在飞行过程中,机翼将产生最大可达3米的变形,该变形将严重影响安装在飞机机翼上钢索传动装置的操控性能,同时考虑操控性能在真实飞行过程中的成本、难度、风险问题,构建了地面机翼弯曲模拟系统。
首先,构建了由16套机构组成的全机翼半物理仿真模型,各机构均安装有一套位移伺服控制系统和一套角度伺服控制系统。
然后对系统的角度控制及位移控制进行了建模、仿真研究,提出了有效的前馈和模糊控制相结合的控制策略。
最后搭建了实验验证系统并进行了验证。
结果表明:该系统设计合理,实用性强,满足钢索在机翼弯曲变形下的操控性能测试。
【总页数】7页(P305-311)
【作者】赵孟文;樊泽明
【作者单位】西安航空学院机械工程学院;西北工业大学自动化学院
【正文语种】中文
【中图分类】TP242
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变形机翼气动系数计算111
4.2.1阻力系数分析
根据上述设定的参量以及FLUENT软件计算出来的展向变形飞行器的气动参数：阻力数据表，以及具体数据化图示的情况如下所示：
表4.2阻力系数表
对于展向变形飞行器的气动模拟时，本文所要求进行分析的的气动参数一般是有二个：升力和阻力，关于展向变形飞行器的升力和展向变形飞行器的阻力的作用和影响，将在下文对于二者作详细说明。
对于展向变形飞行器的分析，一般情况下，采用气流坐标轴系之中的Oxyz，其中， 气流坐标轴系之中的x轴与展向变形飞行器的飞行速度保持方向相同，气流坐标轴系之中的y轴指向展向变形飞行器的机尾，气流坐标轴系之中的z轴垂直于气流坐标轴系之中的x轴与y轴组成的平面。
（4.5）
（4.6）
4.3.2
飞行器阻力 是由作用在物体表面上的气流的切向力及法向力两者的分量构成的，是飞行器总空气动力沿气流的分量，向后为正。影响飞行器阻力的因素比升力影响因素要复杂的多，主要包括飞行器的高度、外形、马赫数等。
根据与升力的关系，飞行器总阻力 可分为升致阻力和零升阻力和两种。其中升致阻力 包括诱导阻力和升致波阻；零升阻力 包括摩擦阻力、压差阻力以及零升波阻。整个飞行器的阻力 则为:
（4.7）
根据阻力的组成，对应的飞行器阻力系数也由零升阻力系数 和升致阻力系数 两部分组成，其表达式为:
（4.8）
由于飞行器的升力主要由机翼提供，而飞行器阻力又与升力相关，所以直接取机翼的阻力为飞行器整体阻力，上一节可以知道，变形机翼的阻力系数表达式为:
（4.9）
令飞行器的阻力系数为 ,则由式4.3对迎角 求导得 ， ，其中
机翼的相对弯度
机翼的相对弯度是指飞机机翼的弯曲程度与机翼长度之比，它是机翼剖面的一项重要参数，能够影响机翼的升力和阻力性能。
相对弯度越大，机翼的升阻比越高，但也会增加阻力。
在空气动力学中，翼型通常理解为二维机翼，即剖面形状不变的无限翼展机翼。
翼型的相对弯度指的是翼型的最大相对弯度，使用中弧线与翼型弦线之间的最大垂直距离除以弦长再乘以100%来计算。
机翼弯度（wing camber）表现在机翼剖面的弯曲程度，平直翼的机翼弯度一般为零。
多段翼型中襟翼、缝翼等翼面的控制可以改变机翼弯度，从而一定程度上提高升阻比，改善飞机机动性能。
研究表明，翼型的性能与它的几何外形有很大关系，在构成翼型形状的几何参数中，对性能好坏起决定性作用的参数包括中弧线弯度、中弧线最高点位置、翼型最大厚度等。
其中，中弧线弯度与翼弦的比值称为翼型的相对弯度，它对翼型升力和阻力有直接关系。
在一定范围内，弯度愈大，升阻比愈大。
但如过大，阻力增加很快，升阻比反而下降。
总之，机翼的相对弯度是影响飞机性能的重要因素之一，需要通过合理的机翼设计和控制来实现最佳的飞行性能。
变形机翼气动系数计算
4.变形机翼气动系数计算本文研究的对象为展向变形飞行器，飞行器机翼沿展向发生变形，必然会带来气动特性的变化。
本章在之前研究的基础上，将划分好的计算网格导入FLUENT 中需要进行计算模型选择、流体属性定义、边界条件设定等前处理步骤。
4.1气动系数计算前处理选择基于压力隐示稳态求解器,并选择Green-Gauss Node Based 基于节点的高斯克林函数求梯度的方法,它特别适合非结构化网格。
选择Spalart- Allmaras湍流模型,该模型是一个相对简单的单方程模型,只求解一个有关涡粘性的输运方程,计算量相对较小，适于具有壁面限制的流动问题,对有逆压梯度的边界层问题能够给出很好的计算结果,常用于飞行器等绕流流场分析。
4.1.1定义流体属性定义流体为气体,选择理想气体Ideal-Gas(满足气体状态方程)，并选择Sutherland萨兰德定律计算粘性。
4.1.2操作环境设置在使用压力基求解的时候,由于求解的往往是可压缩流动，涉及到总压、静压等多种压力,因此常将参考压力置为零，方便边界条件设置与后续计算结果处理。
4.1.3定义边界条件定义流体域材料为之前定义的理想气体。
无人机表面设为无滑移壁面边界，计算域的边界设置为Pres-sureFar--Field压力远场边界，马赫数都取0.23。
4.1.4求解参数设置求解参数设置即对求解所采用的差分格式、收敛准则、计算时间等进行设置初始化流场,Com-puterFrom选择气流入口inlet。
显示残差曲线,此处选择通量差分方法，收敛准则选用平均残差法(RMS)设定各参数的收敛残差值为1e-3。
定义参考面积和速度。
显示升力系数变化曲线、阻力系数变化曲线等。
4.2仿真结果与分析本文旨在研究所设计展向变形机翼不同扭转角度下机翼的气动分析，机翼整体处在一个气流变化中,机翼外形的变化都有相互的影响。
我们将机翼模型扭转一定比例面积的机翼,得到其动力学参数计算结果。
研究机翼形状的方法
研究机翼形状的方法一、引言机翼形状是飞机设计中的重要参数之一，它直接影响着飞机的飞行性能和稳定性。
因此，研究机翼形状的方法对于飞机设计和改进具有重要意义。
本文将介绍几种常用的研究机翼形状的方法。
二、数值模拟方法数值模拟方法是研究机翼形状的常用方法之一。
通过利用计算机软件，可以对机翼的气动特性进行模拟计算。
其中，常用的数值模拟方法有流场模拟和结构力学模拟。
1. 流场模拟流场模拟是通过求解流体力学方程组，对机翼周围的气流进行数值模拟。
这种方法可以得到机翼的升力、阻力和气动力矩等重要参数。
通过改变机翼的形状，可以比较不同形状的机翼气动性能差异，进而选择最优的机翼形状。
2. 结构力学模拟结构力学模拟是通过求解结构方程，对机翼的应力、变形等结构性能进行数值模拟。
这种方法可以评估不同形状机翼的结构强度和刚度，并找出最适合的机翼形状。
三、实验方法实验方法是研究机翼形状的另一种常用方法。
通过设计和制造不同形状的机翼样品，并进行实际测试，可以得到机翼的气动性能和结构强度等实验数据。
常用的实验方法有风洞实验和结构试验。
1. 风洞实验风洞实验是通过在封闭的实验室中模拟真实飞行条件，测试机翼在不同气动参数下的气动性能。
通过改变机翼形状、攻角等参数，可以研究不同形状机翼的气动特性，为优化机翼形状提供实验依据。
2. 结构试验结构试验是通过在实验室中对机翼样品进行负载测试，评估其结构强度和刚度。
通过改变机翼形状和材料等参数，可以研究不同形状机翼的结构性能，为选取最佳形状提供实验数据。
四、优化设计方法优化设计方法是研究机翼形状的一种高级方法。
通过利用计算机软件和优化算法，可以自动搜索最优的机翼形状。
常用的优化设计方法有遗传算法、神经网络和粒子群算法等。
这些方法可以通过对机翼形状进行参数化描述，设置优化目标和约束条件，通过计算和迭代，最终得到最优的机翼形状。
五、结论研究机翼形状的方法有数值模拟方法、实验方法和优化设计方法等。
数值模拟方法可以通过计算机软件模拟机翼的气动特性和结构性能；实验方法可以通过风洞实验和结构试验获取机翼的实际数据；优化设计方法可以通过计算机算法搜索最优的机翼形状。
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Ｙ ＝ Ｙ ， ） ＝ 盂 ， ｉ ＝ｌ ， ２ ， ． ． ． ， ｎ Ｙ ＝ Ｙ ，ｚ ｉ （ ｙ ） ＝ 三 “ － １ １ ， ｉ ＝１ ， ２ ， ． ． ． ， ｎ
Ｙ ０＝０， Ｚ ｏ ＝０
１ 模 拟 机 翼 横 梁 作 用 力 计 算
１ ． １ 模拟 机 翼简化 模 型
钢索的操纵力 ， ｄ— 与梁表 面的垂直距 离。
・
４ ２ ４・
机
电
工
程
第３ ０ 卷
末 端挠 度公 式为 ：
‘ 一Ｅ Ｉ ２ ） ，
＝ ．
＼ （ 。 ６ ）
１ － ９ 个作用点作用在梁上期望点时的挠度和角度 ， 并 与期 望 点上 的期 望 的挠 度 和 角度 对 比可知 ， 当有 ８ 个 作用 点 时 ， 挠度 误差 和 角度 误差 是 最小 的。本 研究 在
图 １ 横梁作用力计 算示 意图 ｈ一 梁的厚度 ； ｌ 一 梁的长度 ； ＝１ ， ２ ， ３ …， 一 作用点的 作用力； （ ． ， ＝ 。 ） ， １ ， ２ ， ３ …， 一 作 用点 的 坐标 ； ｚ ∽ 一 梁 的挠
度， 方向平行 于 ｚ 轴向上 。
ｉ ＝１ ， ２ …． ， ｎ， 则 任 意 ｎ点 分 段 等截 面 的 台 阶状 悬 臂 梁
的力 与挠 度 方程组 为 ：
Ｅ ｌ ｉ ・ ＋ ｙ ｉ Ｃ ｌ ＋ Ｄｉ ＝ 盂 ， 窆６
ｊ ＝，
ｌ ， ２ ， ． ．
图１ 中， 建立了 Ｙ， ｚ 直角坐标系 。梁在弯曲变形 后轴 线在 坐标 平 面 内的 函数 表 达式称 为 梁 的挠度 曲线
方程 ， 用ｚ ＝ｚ ∽ 描述 ｂ 。 假设 ：
第４ 期
陈
佳， 等： 某 型飞机机翼 弯曲变形 的仿真计算 ．４ Nhomakorabea２ ３．
自身重量对模 拟机翼挠度 的影响 ， 通过力与挠度方程 组推算得到当有 １ Ｏ 个点作用在模拟机翼上时 ， 机翼 的 挠曲状态最接近实际的挠 曲状态 ， 并计算得到 １ ０ 个作 用点的坐标和作用力 的大小。最后在 Ｃ Ａ Ｔ Ｉ Ａ中， 利用 得到的 １ ０ 个 作 用 点 坐标 和作 用 力 的 大 小对 模 拟 机 翼
取： Ｔ＝ ２ ０ ０ Ｎ， ｄ＝ ２ ０ ０ ｍ ｍ， Ｅ＝ ２ ｘ １ ０ １ １ Ｐ ａ ， ｂ ＝
０ ． ５ ｍ ，Ｙ＝２ ０ ｍ。
当 ｈ＝ ３ ０ ｍｍ时 ， ｚ＝ ３ ５ ． ５ ６ ｍ ｍ； 当 ｈ＝ ４ ０ ｍｍ时 ， ＝ １ ５ ｍｍ； 当 ｈ＝ ５ ０ ｍｍ时 ， ｚ ＝ ７ ． ６ ８ ｍｍ。
由于应用背景为分析机翼弯曲变形对机翼 中钢索 传动装置正常工作 的影响 ， 而本研究主要是模拟机翼 的真实弯曲变形情况 ， 进行机翼弯曲变形 的仿真计算 ， 实际应用 中等宽 、 等厚 、 等截面的悬臂梁又易于加工 ， 因此 本研究 将模 拟机 翼设 计 为等 宽 、 等厚、 等截 面 的悬 臂梁［ ２ 的简易模型口 ， 其作用原理如图 １ 所示 。
计 算 被 试 件 的挠 度 时 ， 没 有 考 虑 模 拟 机 翼 的 自身 重 量， 现按 照 ８ 个 作用 点计 算 ， 作 用点 之 间的机 翼可 看作 简支 梁 ， 示 意 图如 图 ３ 所示。
ｇ
且 ： Ｊ ＝ｂ ｈ ３ ／ １ ２。
式中 ： Ｔ ， ｄ ， Ｙ ， Ｅ一 已确定值 ； Ｂ一梁的宽度 ， 已知； ｈ 一 梁 的厚度 ， 未知 。
∽＝ ［ 一 ‘ 一 ） ， ） 】 ， ｉ ＝１ ， ２ …． ，
ｊ ＝ｉ
试验过程 中， 钢索的操纵力变化可达 ２ ０ ０ Ｎ ， 假设 其作用在模拟机翼的末端 ， 受力情况如图２ 所示 。
（ １ ）
图 ２ 操纵力分析示意图
一
∽ 茜’ 一 ） ＋ ｃ Ｄ ＝ ｌ ， ２ … （ ２ ）
进行 有 限元 分析 ， 以验证 计算 的合 理 ｌ 生。
ｔ ａ ｎ ￣ Ｐ ｉ ＝
＝ ２ Ｅ ／
） 心 ｌ
（ ３ ）
式 中： ∽ 一 弯矩 ； ∽ 一挠度 ； 一机翼挠 曲面与 横截 面 偏 角 ； 一 第 作用 点 上 的作 用力 ； Ｅ １ 一 梁 的 弯曲刚度 ； ｃ ， Ｄ 一常数。
ｎ
・ ＋Ｙ ｉ ＿ ｌ Ｃｉ ＋Ｄｉ ＝
＿１ ＇ ２ ， ． ．
（ ５ ）
Ｉ ｃ 一 Ｃ ＝ ０ ， ｉ ＝ ２ ， ３ ， ． ． ． ， ｎ
２
ｃ。 ＝。
（ １ ） 悬臂梁为等宽等厚度等截面 ， 宽度为 ｂ， 厚度
为 ｈ。
（ ２ ）共 有 ｎ个 力 作 用 点 ， 作 用 点 的 坐 标 分 别 为 （ ） ， ， ｉ ＝ｌ ， ２ ， …， ｎ ）， 对 应 的 挠 度 分 别 为 （ ） ， ） ， Ｙ ＜ Ｙ＜ Ｙ ， ｉ ＝１ ， ２ ， …， ， 从而有各作用点坐标 （ ） ， ， （ ， ， ） ， ｉ ＝１ ， ２ ， …， 。
２ 模 拟 机 翼 设 计
２ ． １ 钢 索操 纵力 影 响分析
求 ： 当 ． ， ） ， ｉ ＝１ ， ２ ， …， 为 希 望 值 ， ２ ｉ ， ｉ ＝ ｌ ， ２ ， …， 时， 对 应 的 ， ｉ ＝１ ， ２ ， …， 。 １ ． ２ 多点力 悬臂 梁挠 度 计算 当有 ｎ 个作用点时 ， 弯矩与挠度为 ：
ａ ， ｙ
＝
ｄＶ
３， ． ． ． ， ｎ
：
０
任意 点等截面悬臂梁的力与挠度方程组为 ：
ｎ
３
ｙ ｃ
＇ ２ ， …， ｎ ＝１ ， ２ ’ …， ｎ
（ ４ ）
ｃ， ＝。
其中：
ｖ ＝０ 宝 ＝０
设当 Ｙ ＜ ） ， ＜ 时， 该 段 惯 性 矩 为 ＝ｂ ｈ ￣ ｌ ｌ ２ ，