【摘要】：在飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中,飛機(jī)重量關(guān)系到飛機(jī)的飛行性能及經(jīng)濟(jì)適用性,是決定飛機(jī)設(shè)計(jì)成敗的重要因素之一。尤其是在飛機(jī)總體設(shè)計(jì)階段,初始尺寸的設(shè)計(jì)對(duì)飛機(jī)重量具有重大影響,而傳統(tǒng)的經(jīng)驗(yàn)公式法由于種種限制,已經(jīng)不能滿足對(duì)新構(gòu)型和新材料飛機(jī)的重量估算,有限元法又十分的耗時(shí),因此為了快速準(zhǔn)確的評(píng)估飛機(jī)重量本文研究了一種等效建模的方法。本文將等效平板方法(Equivalent Plate Method,EPM)應(yīng)用于飛機(jī)總體階段的機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量估算,通過MATLAB與C語(yǔ)言混合編程技術(shù),實(shí)現(xiàn)了基于一階剪切變形理論(First-order Shear Deformation Plate Theory,FSDPT)的EPM方法。該方法建立在多項(xiàng)式位移函數(shù)的基礎(chǔ)上解析地描述了整個(gè)結(jié)構(gòu)在載荷作用下的形狀變化,并通過靜力學(xué)和動(dòng)力學(xué)分析求解模型的位移解析解。然后根據(jù)EPM法發(fā)展研究機(jī)身段基于殼的等效建模方法,并進(jìn)行驗(yàn)證分析。該方法在保證計(jì)算精度的前提下具有較快的計(jì)算速度,且適用于新材料飛機(jī),該方法可看作是介于經(jīng)驗(yàn)公式和有限元法之間的方法。本文的主要工作如下:(1)研究了基于一階剪切變形理論的機(jī)翼等效平板建模方法和基于等效機(jī)身加筋殼段建模方法,通過MATLAB與C語(yǔ)言混合編程來實(shí)現(xiàn)該方法;(2)通過對(duì)機(jī)翼盒段與機(jī)身加筋殼段的有限元建模分析,驗(yàn)證等效建模方法的可行性,并研究了不同Ritz基函數(shù)的選取對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響,給出選取建議;(3)以MATLAB程序?yàn)榛A(chǔ)通過iSight優(yōu)化軟件平臺(tái)建立機(jī)翼和機(jī)身結(jié)構(gòu)重量估算與優(yōu)化流程,并最終得到滿足剛度和強(qiáng)度要求的最優(yōu)重量。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V221.5
【圖文】：

因此，重量控制程序的基本任務(wù)是重量估計(jì)。在飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中論證方案、工程研制、設(shè)計(jì)定型、試生產(chǎn)以及飛機(jī)服役期的全生命周期計(jì)還服務(wù)于飛機(jī)參數(shù)選擇、總體布置，以及飛機(jī)的性能、載荷、氣動(dòng)彈后計(jì)算得到的結(jié)果數(shù)據(jù)在某種程度上決定了飛機(jī)研制的成敗。因此，在段，準(zhǔn)確估計(jì)飛機(jī)的重量是至關(guān)重要的。重量的錯(cuò)誤估算將會(huì)帶來許多不必要的損失或者嚴(yán)重的后果。高估最將會(huì)導(dǎo)致所研制的飛機(jī)在市場(chǎng)上失去足夠的競(jìng)爭(zhēng)力。并且飛機(jī)重量的增爬升率下降、起飛和著陸距離增加，若想保持性能不變則必須減小飛機(jī)性能指標(biāo)保持不變，結(jié)構(gòu)重量增加將導(dǎo)致油耗增加，導(dǎo)致需要更大的發(fā)時(shí)需要更強(qiáng)的起落架以及較大的機(jī)翼面積和尾翼面積。而在設(shè)計(jì)過程的低估可能會(huì)導(dǎo)致制造商在生產(chǎn)階段遭受財(cái)務(wù)處罰，這是由于在后期減重計(jì)未能達(dá)到目標(biāo)造成的。 顯示了重量如何影響螺旋槳驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的航程。舉個(gè)例子，一架飛機(jī)，在 20%在可用范圍內(nèi)最多減少 10%。在商用飛機(jī)的情況下，這一價(jià)值可能少 20%可以使設(shè)計(jì)達(dá)到的最大范圍增加 15%。

由于分析中涉及的變量數(shù)量眾多，這些也是權(quán)重預(yù)測(cè)最具挑戰(zhàn)性的兩個(gè)領(lǐng)域[1]。圖 1.2 飛機(jī)空載重量分解圖1.2 重量估算研究現(xiàn)狀重量估算自 20 世紀(jì) 30 年代作為一個(gè)單獨(dú)的分析領(lǐng)域出現(xiàn)以來，在航空航天工業(yè)中獲得了更大的相關(guān)性。近年來，對(duì)既具有成本效益又更有利于環(huán)境的設(shè)計(jì)的需求日益增加，也促使人們努力采用更有效和更精確的重量估計(jì)方法。因此，為了滿足市場(chǎng)需求，航空航天工業(yè)已將其重點(diǎn)轉(zhuǎn)向新的結(jié)構(gòu)、節(jié)省重量的材料和替代的生產(chǎn)方法。因此，傳統(tǒng)的重量估算方法在可靠性和準(zhǔn)確性方面越來越受到限制。目前的大多數(shù)方法是經(jīng)驗(yàn)性的，因?yàn)樗鼈兪腔趶臄?shù)據(jù)庫(kù)中統(tǒng)計(jì)得出的公式。因此，它們的結(jié)果往往體現(xiàn)傳統(tǒng)配置和設(shè)計(jì)的特點(diǎn)，以及已確立的技術(shù)，而不是新的趨勢(shì)。因此，為了提高重量估計(jì)能力，經(jīng)驗(yàn)公式方法已被更精確的分析和半分析公式所取代或與之結(jié)合，將載荷分析與統(tǒng)計(jì)技術(shù)結(jié)合起來，以便更詳細(xì)地包含航空航天設(shè)計(jì)的性質(zhì)，并減少重量預(yù)測(cè)的誤差。最初，這些方法都是獨(dú)立的過程，目的是生成最終的權(quán)重分解，以便進(jìn)行性能評(píng)估。在過去的幾年里，這種情況發(fā)生了很大的變化，因?yàn)闄?quán)重推導(dǎo)的解析方程已經(jīng)開始與結(jié)構(gòu)分析和 CAD 建模程序相聯(lián)系。然而，在整個(gè)設(shè)計(jì)周期中，這些方法從來沒有單獨(dú)使用過。經(jīng)驗(yàn)公式和半解析公式在概念和初步階段占主導(dǎo)地位，這些階段的設(shè)計(jì)知識(shí)有限。在這個(gè)階段，公式往往很簡(jiǎn)單，被分析的權(quán)重與有限數(shù)量的參數(shù)有關(guān)。這使得它們非常適合為不同配置提供快速的權(quán)重評(píng)估和設(shè)計(jì)空間的快速定義。但是另一方面，這也限制了這些方法分析的結(jié)果所能達(dá)到的精確度。目前現(xiàn)有的重量估算方法主要分為兩大類：一類是基于統(tǒng)計(jì)學(xué)的經(jīng)驗(yàn)公式方法，一類是基

南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文些段的最小數(shù)量能夠表示整個(gè)配置。結(jié)構(gòu)的內(nèi)部特征在定義的段內(nèi)建立模型。因此，單個(gè)板段可以用來建(即大量段)的 ELAPS 模型可以反映 FEA 模型的細(xì)節(jié) ELAPS 的好處隨著復(fù)雜模型的出現(xiàn)而迅速減少。然 FEA 更簡(jiǎn)單的模型，從而允許更短的設(shè)計(jì)周期。

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