CN103995955A

CN103995955A - 一种飞机外挂连接结构承载能力的分析方法

Info

Publication number: CN103995955A
Application number: CN201410154000.7A
Authority: CN
Inventors: 曲林锋; 王石磊; 于金苓; 于春芳
Original assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Current assignee: Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date: 2014-04-17
Filing date: 2014-04-17
Publication date: 2014-08-20
Anticipated expiration: 2034-04-17
Also published as: CN103995955B

Abstract

本发明属于飞机设计领域，涉及一种外挂连接结构承载能力分析的改进方法，其特征在于，该技术方法采用逆向分析流程，从结构剩余强度倒推出飞机三个方向过载限制范围，实现飞机提升外挂连接结构承载能力的要求。其有益效果是：在缺乏计算输入条件的情况下，能够对于挂装方案给出较为明确的过载范围和评估结果，使得飞机外挂连接结构承载能力得到充分的挖掘，最大限度提升飞机设计指标。

Description

一种飞机外挂连接结构承载能力的分析方法

技术领域

本发明属于飞机设计领域，涉及一种飞机外挂连接结构承载能力分析方法的改进。

背景技术

飞机外挂连接结构承载能力是指飞机挂点结构挂装最大重量外挂物的能力，是衡量飞机战斗力的重要指标。

通常外挂连接结构承载能力分析方法是一个正向的设计过程：挂载外挂物的技术方案→外挂物吹风气动载荷→外挂物飞行过载→外挂物投放过载→外挂物着陆/着舰过载→挂点结构设计模型→外挂连接载荷→外挂连接强度→飞机外挂安全评估。

按照正常的设计流程，现役飞机无法挂装超出最大设计重量的外挂物（第Ⅲ、Ⅳ重量级外挂物），而这种情况在现役飞机改型中经常出现。

发明内容

本发明的目的是：提供一种逆向的外挂连接结构承载能力分析方法，从结构剩余强度出发，推倒出飞机过载的限制范围，通过控制飞机的过载（机动性），协调确定挂飞方案，满足飞机挂装大重量外挂物的需求，实现外挂连接结构承载能力的提升。

本发明的技术方案是：一种飞机外挂连接结构承载能力的分析方法,其特征在于，该分析方法以外挂连接结构的薄弱部位剩余强度为研究对象，建立薄弱部位结构剩余强度的参数化方程组，倒推出飞机三个方向过载范围，包括如下步骤：

第一，对于外挂物的吹风气动载荷和惯性载荷进行简化：第Ⅲ、Ⅳ重量级外挂物（700kg以上）一般是惯性载荷占主导，如果暂无气动载荷数据，可将气动载荷简化为P=0.5·n·m·g；挂架也按此方法进行简化；

第二，根据外挂方案的几何位置（见图1），代入气动载荷，得到外挂连接A点载荷关于过载的参数化方程组；

P_AX=m₁gn_x+m₂gn_x+P_1X+P_2X

P_AY=（m₁gn_x+P_1X）×H₁/L+（m₂gn_x+P_2X）×H₂/L+（m₁gn_y+P_1y）×（L-L₁）/L+（m₂gn_y+P_2y）×（L-L₂）/L

P_AZ=（m₁gn_Z+P_1Z）×（L-L₁）/L+（m₂gn_Z+P_2Z）×（L-L₂）/L

M_AX=（m₁gn_Z+P_1Z）×H₁+（m₂gn_Z+P_2Z）×H₂

第三，通过分析确定强度薄弱部位，代入载荷方程，建立剩余强度η关于过载的参数化方程，根据剩余强度不低于设计标准（η>1）的要求，求解关于nx、ny、nz的方程组，确定三个方向过载范围，给出限制条件，达到挂载能力要求。

\frac{1}{η 3} = [P_{AY} / (0.55 \times 3 \times t \times D \times π] / (0.6 \times σ_{b})

——螺纹的剪切

附图说明

图1：外挂几何方案示意图

图2：实施例外挂方案示意图

具体实施方式

下面通过具体的实施例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。

以某飞机挂装1500kg武器为例，结构连接形式为肩轴耳片式，外挂重量和几何参数如下，示意图见图2：

前、后接头距离：L=1150mm

挂架重量、重心位置：m₁=250kg，纵向H₁=200mm，横向L₁=575mm(以前接头耳孔中心为标准）

武器重量、重心位置：m₂=1500kg，纵向H₁=700mm，横向L₁=500mm(以前接头耳孔中心为标准）

连接耳片尺寸参数：双耳形式、跨度d=100mm、接螺栓尺寸参数：直径30mm。

连接螺纹尺寸参数：D=40mm，t=1.5mm。

肩轴工字梁尺寸参数：截面高度L_G=300mm(以耳孔中心为标准）、抗弯模量Wx=75000mm³、Wz=30000mm³

材料参数：E=210GPa,σ_b=1000MPa

根据上述的公式和算法，对外挂承载能力进行计算，给出过载范围：

1）确定挂点连接点载荷与过载的参数化方程：

P_AX=m₁gn_x+m₂gn_x+P_1X+P_2X=25010n_x

P_AY=（m₁gn_x+P_1X）×H₁/L+（m₂gn_x+P_2X）×H₂/L+（m₁gn_y+P_1y）×（L-L₁）/L+（m₂gn_y+P_2y）×（L-L₂）/L=1394n_x+1394n_y

P_AZ=（m₁gn_Z+P_1Z）×（L-L₁）/L+（m₂gn_Z+P_2Z）×（L-L₂）/L=1394n_Z

M_AX=（m₁gn_Z+P_1Z）×H₁+（m₂gn_Z+P_2Z）×H₂=16030000n_Z

2）建立薄弱部位剩余强度关于三方向过载的参数化方程

螺栓剪切:

\frac{1}{η 1} = (0.5 \times P_{AY} + M_{AX} / d) / (0.6 \times σ_{b}) = 0.008 n_{x} + 0.008 n_{y} + 0.095 n_{Z} < 1

工字梁弯曲：

\frac{1}{η 2} = [(P_{AZ} \times L_{G} + M_{AX}) / W_{X} + P_{AX} \times L_{G} / W_{Z}] / σ_{b} = 0.27 {1 n}_{Z} + 0.0252 n_{X} < 1

螺纹剪切：

\frac{1}{η 3} = [P_{AY} / (0.55 \times 3 \times t \times D \times π] / (0.6 \times σ_{b}) = 0.075 n_{X} + 0.075 n_{y} < 1

3)根据上述条件列出过载的参数化方程组：

\{\begin{matrix} 0.008 nx + 0.008 ny + 0.095 nz < 1 \\ 0.271 nz + 0.0252 nx < 1 \\ 0.075 nx + 0.075 ny < 1 \end{matrix}

解方程组得到过载的限制范围:

\{\begin{matrix} nx > 0, ny > 0 \\ nx + ny < 13.33 \\ 2.48 < nz < 3.72 \end{matrix}

Claims

1.一种飞机外挂连接结构承载能力的分析方法,其特征在于，该分析方法以外挂连接结构的薄弱部位剩余强度为研究对象，建立薄弱部位结构剩余强度的参数化方程组，倒推出飞机三个方向过载范围，包括如下步骤：

第二，根据外挂方案的几何位置，代入气动载荷，得到外挂连接A点载荷关于过载的参数化方程组；

P_AX=m₁gn_x+m₂gn_x+P_1X+P_2X

P_AZ=（m₁gn_Z+P_1Z）×（L-L₁）/L+（m₂gn_Z+P_2Z）×（L-L₂）/L

M_AX=（m₁gn_Z+P_1Z）×H₁+（m₂gn_Z+P_2Z）×H₂

第三，通过分析确定强度薄弱部位，代入载荷方程，建立剩余强度η关于过载的参数化方程，根据剩余强度不低于设计标准（η>1）的要求，求解关于nx、ny、nz的方程组，确定三个方向过载范围，给出限制条件，

\frac{1}{η 1} = (0.5 \times P_{AY} + M_{AX} / d) / (0.6 \times σ_{b})

——双耳片拉伸

\frac{1}{η 2} = [(P_{AZ} \times L_{G} + M_{AX}) / W_{X} + P_{AX} \times L_{G} / W_{Z}] / σ

——工字梁的弯曲

\frac{1}{η 3} = [P_{AY} / (0.55 \times 3 \times t \times D \times π] / (0.6 \times σ_{b})

——螺纹的剪切

从而达到挂载能力要求。

2.根据权利要求1所述的适用于加强框结构的静力/疲劳试验方法，其特征在于，所述技术方法采用逆向分析流程，从结构剩余强度倒推出飞机三个方向过载范围，充分发挥结构的承载能力。