一种基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法与流程

本申请属于飞机结构设计，特别涉及一种基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法。

背景技术：

1、随着飞机的经济性、成本控制在飞机设计中的重要性越来越高，低成本、多用途已成为未来飞机设计的趋势。目前国内外系列化飞机平台结构强度设计一般是由单一机型到一机多型，即在基本机型的基础之上逐步派生演化，来满足不同用户的不同需求，形成飞机族。但飞机族中各型飞机有各自独立的设计指标，且飞行任务也限于固定的结构总体布局，各结构部件仅在设计和制造过程中有一定的通用性，使用中基本没有考虑通用化带来的经济性。在新一代飞机立项研制时，由于要投入大量的研制经费和时间周期，所以对机体平台成本控制、多构型及先进性的要求也会更高，如果只实现单一类飞行任务或只能适应单一使用环境或条件，显然已不满足新一代飞机低成本的设计要求。

2、因此，需采用一种基于模块化及可重构设计思想的飞机结构强度设计方法，可以在方案设计阶段根据多种任务需求或技术状态要求，按多构型确定系列飞机总体气动外形及结构布置，划分飞机机体结构的通用模块和专属模块，通过模块选择和组合，对飞机产品结构和功能分析与重组，派生出一系列不同功能的产品，使飞机结构平台能够具有快速、经济地按遂行任务进行更改的特性，降低飞机的任务成本，增加用户使用的灵活性，满足用户的不确定性需求。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。

2、本申请的技术方案是：一种基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，所述方法包括：

3、根据使用需求，确定各种单一用途的飞机结构构型设计方案，根据单一构型设计方法计算当量结构强度设计重量；

4、判断各种单一构型设计方案下的当量结构强度设计重量差距是否满足预订差距；

5、当两种或两种以上构型的当量结构强度设计重量差距在预订差距以内时，两种或两种以上构型的飞机结构能够进行合并设计，从而形成模块化或可重构的飞机结构总体方案；

6、根据总体气动布局要求划分通用模块和专属模块，通过通用模块和专属模块的快速重组，从而实现飞机构型的改变。

7、进一步的，所述当量结构强度设计重量的计算方法为：

8、g当量＝n·f·g

9、式中，n为最大过载，f为不确定系数，g为基本结构强度设计重量。

10、进一步的，所述预订差距为10％。

11、进一步的，所述通用模块为能够两个或两个以上构型中使用的模块；

12、所述专属模块为仅能够在单一构型中使用或按通用模块设计则带来增重或性能无满足要求的模块。

13、进一步的，所述通用模块的静强度按照两种或两种以上构型中所有设计载荷工况确定；

14、所述通用模块的疲劳强度按照两种或两种以上构型中飞机结构的全寿命周期设计指标之和确定。

15、进一步的，当通用模块增重导致基本技战术性能指标无法满足要求时，则按照不低于两种或两种以上构型中飞机结构的各单一构型寿命指标的最大值。

16、进一步的，所述专属模块的静强度按照使用的单一构型设计载荷工况确定；

17、所述专属模块的疲劳强度按照使用的单一构型寿命指标设计确定。

18、另外，本申请还提供了一种飞机结构，所述飞机结构通过如上中任一所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法得到。

19、本申请的方法既满足用户的使用需求，又可实现各自任务的最优化结构气动布局，降低整体任务成本。

技术特征：

1.一种基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，其特征在于，所述方法包括：

2.如权利要求1所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，其特征在于，所述当量结构强度设计重量的计算方法为：

3.如权利要求1所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，其特征在于，所述预订差距为10％。

4.如权利要求1所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，其特征在于，所述通用模块为能够两个或两个以上构型中使用的模块；

5.如权利要求4所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，其特征在于，所述通用模块的静强度按照两种或两种以上构型中所有设计载荷工况确定；

6.如权利要求5所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，其特征在于，当通用模块增重导致基本技战术性能指标无法满足要求时，则按照不低于两种或两种以上构型中飞机结构的各单一构型寿命指标的最大值。

7.如权利要求4所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，其特征在于，所述专属模块的静强度按照使用的单一构型设计载荷工况确定；

8.一种飞机结构，其特征在于，所述飞机结构通过如权利要求1至7中任一所述的基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法得到。

技术总结
本申请提供了一种基于模块化及可重构的飞机结构强度设计方法，所述方法包括：根据使用需求，确定各种单一用途的飞机结构构型设计方案，根据单一构型设计方法计算当量结构强度设计重量；判断各种单一构型设计方案下的当量结构强度设计重量差距是否满足预订差距；当两种或两种以上构型的当量结构强度设计重量差距在预订差距以内时，两种或两种以上构型的飞机结构能够进行合并设计，从而形成模块化或可重构的飞机结构总体方案；根据总体气动布局要求划分通用模块和专属模块，通过通用模块和专属模块的快速重组，从而实现飞机构型的改变。本申请的方法既满足用户的使用需求，又可实现各自任务的最优化结构气动布局，降低整体任务成本。

技术研发人员：董宏达,顾宇轩,陈亮,杨翔宇,管宇
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13