北航5系课程设计报告

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课程设计(论文)

院（系）名称 专业名称 题目名称 学生姓名 班级/学号 指导教师 成

航空科学与工程学院 飞行器设计与工程 梦想系列飞机初步设计

120516/12051218

绩

2015年 10月

北京航空航天大学

本科生课程设计（论文）任务书

Ⅰ、课程设计（论文）题目：

Ⅱ、课程设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求：

Ⅲ、课程设计（论文）工作内容：

态，飞机总体重量要求，我小组细化飞机的襟翼设计以满足足够的强度刚度设计要求，

并且对方案技术的可行性进行了细致的分析，最终完成了襟翼的详细设计。

注：任务书应该附在已完成的课程设计（论文）的首页。

目 录

小组总体分工情况 ......................................................... 1 个人任务总结 ............................................................. 2 1. 校核基本思路 .......................................................... 2 2. 襟翼强度基本要求 ...................................................... 2 3. 传统的估算校核方法 .................................................... 3 3.1 襟翼的展向方向 ................................................... 3 3.1.1 襟翼的展向剪力和弯矩的计算 ................................... 3 3.1.2 襟翼的剪力图和弯矩图 ......................................... 4 3.2 襟翼的弦向方向 ................................................... 6 3.2.1 襟翼的弦向受力分析 ........................................... 6 3.2.2 襟翼的弦向校核 ............................................... 8 4. ANSYS的直观力学分析云图 ............................................. 13 4.1. 加强肋应力云图分析 .............................................. 13 4.2. 加强肋应变云图分析 .............................................. 15 致谢 .................................................................... 17 参考文献： .............................................................. 18 附录A：机械制图部分 ..................................................... 19 附录B 零件图 ............................................. 错误!未定义书签。

小组总体分工情况

小组设计基本思路：

1. 小组讨论，确定襟翼的基本情况。经过讨论，我们把结构的基本形式确定为单梁形

式，由襟翼翼肋和翼梁构成基本骨架，外部用蒙皮提供较好气动外形。

2. 任务分工。根据每个人的擅长方面不同，充分发挥每个人的能力，我们大体上将工

作分为初步设计制图、ＦＬＵＥＮＴ拟合气动状态、ＡＮＳＹＳ强度校核和剪流校核四部分工作。首先有组长绘制了初步的ＣＡＴＩＡ文件图，确定了基本的尺寸。由气动分析出了总体受力，最后有我进行了强度校核，对模型设计进行了合理的优化建议，形成了迭代分析，不断完善的过程。

3. 阶段审查，每个成员定期向小组长汇报情况，同时小组例会我们共同讨论每个人遇

到的问题提出可行的办法。这让我们的整个工作都充满的集体的智慧，因而是合理的。

4. 最终汇总。在课程的收尾阶段，我们将每个人的工作汇总到了一起，形成了课程设

计说明书。每个人的单独工作形成了课程设计个人任务汇报。

小组基本人员分工： 姓名 王雷

职务 组长

主要任务

结构的初步设计，结构的尺寸确定，结构的三维模型建立

靳世成 任浩源 王亚茹

组员 组员 组员

ＦＬＵＥＮＴ气动分析 结构强度校核，弯矩、剪力分析

结构强度校核，扭矩，剪流分析，重量估算。

个人任务总结

1. 校核基本思路

我在组内的工作为结构强度的校核，通过查阅相关的机械设计文献资料，我采用两种校核方法。

第一种是材料力学和结构力学的工程梁理论，这部分假设较为粗略，但是对于结构初步设计具有简单的截面形状时，这种校核方式方便快捷，能够对设计初期有很好的指导作用，因此我用传统的校核方法来校核初步设计。

第二种是运用有限元分析方法，借助计算机ＡＮＳＹＳ软件，把设计组的复杂结构进行了仿真模拟，加上了适当的载荷和边界约束，能够精准的求解有限元晶格内部的受力状态，对结构的进一步优化提出了指导性意见。 在机构静强度计算阶段，我采用了如下步骤：

图1.1 校核基本思路图

2. 襟翼强度基本要求

1. 载荷分析

襟翼整体上作用有分布的气动载荷，元件的重量载荷，襟翼与机翼连接的挂载集中载荷，摇臂对襟翼的驱动集中力。这里忽略气动弹性的耦合作用和空气摩擦产生的热载荷。在这些载荷的约束下要求襟翼能够在飞机飞行的任意状态能够保持当前的位置，并且变形量满足气动特性的要求，即气动效果良好，在飞行员给摇臂施加控制时摇臂能够

操纵襟翼，不会出现卡死的情况。 2. 强度要求

要求结构满足动强度、静强度、疲劳及损伤容限强度要求，结构设计合理，选材合适，力求襟翼的结构重量最轻。 3. 刚度要求

总体的刚度要求是防止襟翼的刚度不够导致襟翼气动失效或者发生弯扭振颤；局部的刚度保证襟翼的表面光滑，减小凹凸不平，避免破坏气动布局。由于襟翼的结构是薄壁结构，受压的稳定性承载能力远远低于材料强度，所以应该进行合理的刚度校核，保证高的结构稳定承载能力。

3. 传统的估算校核方法

3.1 襟翼的展向方向

3.1.1 襟翼的展向剪力和弯矩的计算

根据《空气动力学》的基本原理，飞机机翼由于存在翼尖气流上反，机翼根部存在翼身相互作用，根部机翼升力系数比较大，因此飞机的升力分布成椭圆状，如图２所示。我们要计算的是襟翼的受力状态，只要找到襟翼参与的机翼展向范围，通过特殊剖面的升力差值出展向的升力分布图，进而可以求出襟翼展向的弯矩和剪力图，便于为强度校核做准备。

图3.1.1 机翼的载荷分布理论图

表3.1.1 符号约定表

符号

含义

襟翼的分布剪力 气动力引起的分布剪力 重力引起的分布剪力

襟翼的集中剪力 襟翼的集中弯矩

襟翼展向的位置坐标（翼根为０）

q

qb qw

M Z

运用积分的方式求解：

Q

qqbqw

Z

d,i

Q

l/2

qdzP

Zl/2

然而由于fluent的数据具有离散性，因此采用如下的等距剖面来求解剪力增量：

qq

QZ

2

QQ;

MQdz

M

QiQi1

Z2

MM;

注：总加的Q 以及M 由机翼自由端向机身方向计算。 3.1.2 襟翼的剪力图和弯矩图

表3.1.2 襟翼展向方向数据表

翼剖面

1剖面襟翼部分受力 2剖面襟翼部分受力 3剖面襟翼部分受力 4剖面襟翼部分受力

襟翼偏转前（N/单位米展长） 6123 7000 5584 3353

襟翼偏转后（N/单位米展长） 12296 10242 8945 6476

图3.1.2 襟翼展向受力分布拟合图

图3.1.3 襟翼展向方向剪力图：

图3.1.4 襟翼展向方向弯矩图

分析图表可知，剪力和弯矩在接头处会出现突变，因此接头处的翼肋应该选用加强肋，需要详细的设计，并且在校核的时候，一定要着重校核加强肋的强度。

3.2 襟翼的弦向方向

3.2.1 襟翼的弦向受力分析

图3.2.1 理论上的的机翼气动状态图

图3.2.2 理论上的襟翼气动状态图

图3.2.3 机翼整体的气动压强分布图

根据图８，襟翼偏转前，机翼剖面中部的压强差较大，提供的升力较大，而后缘也就是襟翼部分的压强差较小，提供的升力小；襟翼偏转后，机翼剖面后部的升力较大，因而襟翼偏转后襟翼的受力情况急剧恶化，在校核襟翼强度的时候更应该集中注意力在偏转后的襟翼强度校核。

图3.2.4 襟翼的弦向气动压强分布图

3.2.2 襟翼的弦向校核

由图可知：襟翼在向下偏转后，受力急剧增大，元件的受力状态恶劣，因此我选用襟翼下偏时刻的受力数据作为翼肋强度校核的依据。

翼肋的结构的简化：

由于在进行传统的强度校核的时候，需要将平面形状进行简化，以达到方便分析的效果。而这与真实情况的差距并不大。

图3.2.5 翼肋的初步设计图

图 3.2.6加强肋简化分析图

受力的状态函数为： 气动力函数：

qb0.000002x40.0006x30.0852x218.982x42405N/mm2538/106mm

注：取x0 为翼肋的根部； 重力函数

qw54.27mm5mm2.75g/cm39.8N/kg7313N106/mm

qw(0.209x62.7)mm5mm2.75g/cm39.8N/kg(28.16x8449)106N/mm

注：由于襟翼的翼梁安装在x40mm 的位置，因此我们在校核剪力弯矩的时候要进行分段考虑。 集中力：

由matlab给出的数据，翼肋在x40mm 的位置翼梁提供集中的固支力。

计算剪力分量： 在x40mm 时：

qcqbqw(0.00038x40.114x316.2x23634.74x8048501)

Q

300

x

(0.00038x40.114x316.2x23634.74x8048501)dx

54326

2016786300(0.000076x0.0285x5.4x1817.4x8048501x)/10

图3.2.7 襟翼剖面剪力和位置函数曲线

剪力校核： 考虑剪切破坏形式：



Q

 bh

带入函数：

2016786300(0.000076x50.0285x45.4x31817.4x28048501x)/106NQ

bh(0.209x67.2)5/106m2

绘制的图像：

图3.2.8 襟翼剖面剪切应力和位置函数曲线

说明在没有打孔的时候，剪应力处于比较均匀分布的状态，4.9Mpa 。



66Mpa， f2f

虽然满足强度要求，但是余量过大，会导致结构的重量大大增加，不符合航空产业的减重设计要求，因此需要在应力小的位置打减重孔，合理设计襟翼翼肋的结构。 弯矩校核

计算弯矩分量:

M

300x

Qdx

300

x

5432

2016786300(0.000076x0.0285x5.4x1817.4x8048501x)/1000000

1169564432

dx1.26710x5.710x1.3510x6.0610x4.02x2016.8x260900/1000

图3.2.9 襟翼剖面弯矩和位置函数曲线

b

M6Mb Wzbh2

带入数据

6Mb2

bh

1169564432

61.26710x5.710x1.3510x6.0610x4.02x2016.8x26090026

5(

0.209x62.7)/10

绘制的图像：

图3.2.10襟翼剖面弯曲应力和位置函数曲线

根据上图可以得知襟翼翼肋的弦向各个位置的弯矩应力基本在70Mpa 左右，小于材料的许用强度 

b200Mpa

133Mpa 。所以弯矩应力符合要求，而且有较f1.5

大的余量，因此初步的外形确定后设计组要增加减重处理。

4. ANSYS的直观力学分析云图

利用有限元理论和ANSYS分析软件对建立的模型进行有限元分析，将单个襟翼翼肋看成由多个有限元划分的单元组成，以单元节点的位移分析或者节点力作为基本的未知量求解，因此，只要建立的模型足够合理，计算机强大的计算功能能够保证结果的精准程度，进而得出结论，提出修改意见。

4.1. 加强肋应力云图分析

图4.1.1 加强肋载荷作用下应力云图

图4.1.2 加强肋载荷作用下弦线路径应力图

根据图１６的应力云图，颜色趋于红色的位置是应力水平比较高的位置，出现在襟翼加强翼肋的中后部的上下缘条附近，而颜色趋于蓝色的位置是应力水平比较低的位置，主要在加强翼肋的根部相对粗壮的位置以及中心部位，说明该部分有减重的必要，是材料利用更加充分，结构更加合理。而采用圆形的减重孔，可以让应力集中较小，但是最小的减重孔趋于边缘使应力较大，应该调整位置。

根据图１７的折线图中空缺部分为打孔部分或者弦线路径上没有实体存在，我们可以观察到在减重孔存在的位置，曲线不会出现急剧的变化，整体来说比较平缓，能够被接受。

4.2. 加强肋应变云图分析

图4.2.1 加强肋载荷作用下应变云图

图4.2.2 加强肋载荷作用下变形示意图

根据图１８可知襟翼加强肋整体应变水平较低。在CCAR-23-R3《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航规定》中，对襟翼的变形要求规定为：襟翼的变形在可接受的范围之内，而没有用具体的数据来限制这个值。因此我们假定应变条件符合。

图１９展示的是加强肋在载荷作用的变形示意图，说明翼肋的变形还是很大的，襟翼的刚度很大程度上取决于蒙皮，当蒙皮作用在翼肋上后，襟翼的刚度会大大提升，符

合要求。

对比我在之前的工程估算结果和有限元理论的分析结果，我可以知道在这样的应力状态和结构材料的条件下，这种设计方案是可以满足强度要求的。

我们此外可以得到以下改进措施：

1. 对于应力云图中，蓝色的应力较小的位置，这部分即使打了减重孔，但是应力仍然

较小。所以蓝色区域要增大减重孔或者减小壁厚。

2. 由于最小的减重孔下面位置出现了红色高应力位置，即将达到材料的强度极限，这

是由于孔的位置过于靠近边缘，而且有应力集中，所以要改变该减重孔的大小，或者合理配置减重孔的位置和形状。最终达到结构优化的目的

致谢

经过一个月来的课程学习，我成功的完成了本次课程设计任务，在此感谢老师们的辛勤讲解，尤其孙老师在理论方面给了我们很大的帮助，让我们对理论认识的更加深入。

感谢学校开设这门课程设计，能够运用大学四年来的知识，更好的理解本科生的知识在工程实际的作用，培养了我严谨扎实的科研态度。

感谢小组长得指导和组员同学的积极配合，让我们的最终成果中充分的发挥了每个人的作用，在大家的合作下完成了本次工作。

参考文献：

【1】 黄极樨，汪海.飞机结构设计与强度计算. 上海：上海交通大学出版社，2012.

【2】 王金龙，王清明，王伟章.ANSYS12.0有限元分析与范例解析. 北京：机械工业出

版社，2010.

【3】 《飞机设计手册》总编委会，飞机设计手册，第三册材料. 北京：航空工业出版

社，2001.

【4】 《飞机设计手册》总编委会，飞机设计手册，第九册载荷强度和刚度. 北京：航

空工业出版社，2001.

【5】 顾诵芬，解思适.飞机总体设计. 北京：北京航空航天大学出版社，1995.

附录A：机械制图部分

结构设计方案：通过机身内部对机构的自由端拉杆的拉力实现襟翼的偏转。 设计参考：某型号飞机副翼偏转机构。

图1 机构总体图

图2 翼梁部分结构图

图3 副翼操纵摇臂

CATIA三维图形

图4 摇臂机构部分细节图

图5 CATIA三维示意图