CN103995956B - 一种进气道结构布局设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空结构技术领域，具体涉及到进气道结构布局和传力分析。其特征在于，在进气道结构设计时要考虑在负压载荷环境下结构承载能力的估算和校验，避免在地面状态发动机试车时飞机进气道内管道蒙皮出现裂纹，造成结构破坏。此时可应用本方法对结构能否发生总体失稳和局部失稳进行判断，避免故障发生。本发明具有概念清晰，经试验验证，易于掌握的特点，可满足各种薄壁金属进气道结构的设计需求等优点。

Description

一种进气道结构布局设计方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域中的飞机结构强度、结构总体设计以及试验验证领域，具体涉及进气道负压载荷下结构设计和布局方法。

背景技术

飞机进行中等推力和最大推力状态试验，在起飞阶段更是要开加力状态并持续一定时间，此时进气道处于负压状态，进气管道内压强很大。进气道如果结构布局不合理，在负压作用下，很容易发生蒙皮失稳，鼓包现象，在进气道内复杂、交变气流撕扯作用下蒙皮会在铆钉处出现裂纹，严重时会发生结构总体失稳，发生永久变形，导致进气道结构破坏，飞机不能继续执行任务。

发明内容

本发明的目的是：本发明主要针对薄壁结构在负压下承载能力和破坏形式进行研究，将研究结果应用在飞机进气道结构设计上，提出一种合理布置承力构件的方法，能够在最小重量代价下使得结构具有足够的刚度和强度承受负压载荷。

本发明的技术方案是：

一种进气道结构布局设计方法，根据飞机总体设计要求，已知进气道重量指标、进气道外形、进气道管道压力P，其特征在于，确定管道蒙皮厚度δ：P＝(0.92E×δ^2.5)/L×R^1.5；确定隔框的截面惯性矩J：J＝(q×R³)/(3×E)，得出进气道隔框间距L、蒙皮厚度δ和隔框的截面惯性矩J，其中E-材料弹性模量，R-管道半径，q-剪流。

进气道是发动机进气流量通过的通道，对进气起到减速增压的作用。同时进气道结构属于薄壁结构的范畴，因为它的壁厚(δ)管道半径(R)相比是一个很小的量，一般壁厚在2mm以下，而半径在500mm左右甚至更多。由于进气道主要承受内压载荷，为发挥最佳结构效率，往往在长筒形蒙皮外面布置环状隔框使之维持进气道截面形状，平衡内部压力。进气道结构布局设计主要涉及进气道形状、布置隔框的密度(即确定隔框间距)和管道蒙皮厚度的选择。进行进气道结构布局设计时涉及到的主要物理量主要有以下方面：

δ------------蒙皮厚度(mm)

R------------管道半径(mm)

E------------材料弹性模量

P------------临界压强(MPa)

L------------相邻两隔框间距

σ------------应力

研究负压影响下以上参数之间的关系，通过试验确定它们内在的关系，将此关系式作为设计类似结构的通用方法并用于判定结构是否失效的依据。

首先研究两端无封闭的薄壁环形光壳结构，得到此时结构应力为

在正压下σ达到很高应力水平时结构才会发生破坏，而在负压下σ处于很低的应力水平时结构就会失稳，出现皱褶、鼓包甚至开裂。此时有：

P＝(σ×δ)/R (2)

经过理论分析和大量试验验证，得到在负压下结构主要参数和负压临界压强的关系式为：

P＝(0.92E×δ^2.5)/L×R^1.5 (3)

通常在进行飞机结构设计时进气道负压P和管道形状(R)是已知的，根据(3)式可以在进气道结构布局设计时确定隔框间距(L)和蒙皮厚度(δ)，此时主要结构参数确定。满足(3)式即满足了进气道蒙皮局部稳定性要求。即在隔框间距为L的进气道布局下，蒙皮厚度可以满足在负压P下不失稳。

在满足进气道蒙皮局部稳定性要求的同时还要保证进气道总体稳定性，即进气道隔框应具有足够的刚度，否则隔框本身会出现扭曲、起皱等现象，结构不再保持原有形状进而失效。此时涉及的主要物理量有：

J------------框的截面惯性矩

R------------管道半径(mm)

E------------材料弹性模量

P------------临界压强(MPa)

L------------相邻两隔框间距

q------------剪流

其中q＝P×L (4)

判断关系式为：

J＝(q×R³)/(3×E) (5)

即当框的截面惯性矩大于(5)式中的J时，隔框具有足够的刚度，结构不会发生失稳现象。否则会发生进气道骨架失稳变形，蒙皮随之变形鼓包，甚至会发生内蒙皮在交变气流作用下发生振动，导致结构疲劳破坏。

本发明主要应用于进气道结构的方案设计。有大量试验数据作支撑，对主要物理量之间的关系有清晰的描述，可以方便的在实际中应用。本项技术设计简单、结构效率高，具有较强的使用能力，应用范围广，在军机和民机的进气道结构设计上有广泛的应用前景。

附图说明

图1是进气道总体布置图。

图2是进气道横剖面示意图。

图3是进气道隔框与蒙皮组合详图。

图4是隔框内力图。

具体实施方式

下面通过具体的实施实例并结合附图对本发明作进一步详细的描述。

本例是某型飞机进气道结构，见图1，2，3。由蒙皮1和固定在蒙皮上的隔框2组成，隔框以一定的间距排列。该结构的设计思路如下：

a)当进气道受到如图2所示的负压作用时，已知负压P、壳的半径R、进气道材料和主要加强框的布置，通常以上由总体方案确定。

b)运用局部失稳公式(3)计算得到框间距L和蒙皮厚度δ的关系，根据总体框位布置确定L的大小。

c)在已知L的情况下，根据公式(3)确定蒙皮厚度δ。

d)在已知L的情况下，根据公式(4)确定隔框承受的载荷q。

e)运用总体失稳公式(5)计算得到隔框截面惯性矩J，确定隔框的构型。

f)在已知q的情况下，计算隔框在最大正、负压载荷下的内力，绘制弯矩，剪力和轴力图(见图4)。并校核隔框截面惯性矩J是否满足强度要求。

g)取同时满足e、f计算中的较大值J为隔框的截面选型。

h)完成以上步骤，获得进气道结构的布局方案和详细的结构设计参数。

Claims (1)

1.一种进气道结构布局设计方法，根据飞机总体设计要求，已知进气道重量指标、进气道外形、进气道管道压力P，其特征在于，确定管道蒙皮厚度δ：P＝(0.92E×δ^2.5)/L×R^1.5；确定隔框的截面惯性矩J：J＝(q×R³)/(3×E)，得出进气道隔框间距L、蒙皮厚度δ和隔框的截面惯性矩J，其中E-材料弹性模量，R-管道半径，q-剪流。