本發明涉及一種復雜彎扭耦合復合材料機翼結構控制方程的求解方法,屬于飛機設計技術領域,其包括:第一,確定彎扭耦合復合材料機翼結構分析模型和振動模型的控制方程;第二,將彎扭耦合復合材料機翼結構用N自由度微分求積法離散化,然后根據彎扭耦合復合材料機翼結構的受力和邊界支持條件,建立邊界離散方程;第三,對于材料不連續的彎扭耦合復合材料機翼結構的控制方程的求解,建立N自由度微分求積單元法并根據材料不同分成n個區域以形成n個單元剛度矩陣,對所述單元剛度矩陣組裝后引入邊界條件,即可求解。本發明的彎扭耦合復合材料機翼結構控制方程的求解方法提高了設計效率,易于用于彎扭耦合復合材料機翼方案階段的參數評估和設計。
聲明:
“彎扭耦合復合材料機翼結構控制方程的求解方法” 該技術專利(論文)所有權利歸屬于技術(論文)所有人。僅供學習研究,如用于商業用途,請聯系該技術所有人。
我是此專利(論文)的發明人(作者)