CN106709185B - 复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法 - Google Patents

复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106709185B
CN106709185B CN201611217576.9A CN201611217576A CN106709185B CN 106709185 B CN106709185 B CN 106709185B CN 201611217576 A CN201611217576 A CN 201611217576A CN 106709185 B CN106709185 B CN 106709185B
Authority
CN
China
Prior art keywords
stringer
formula
determining
composite material
material reinforced
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201611217576.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106709185A (zh
Inventor
高伟
张文军
何四海
王晓辉
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Original Assignee
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC filed Critical Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority to CN201611217576.9A priority Critical patent/CN106709185B/zh
Publication of CN106709185A publication Critical patent/CN106709185A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106709185B publication Critical patent/CN106709185B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法，首先根据有限元节点载荷确定相邻长桁之间距离，然后根据复合材料加筋壁板局部屈曲载荷和总体屈曲载荷之间的关系，确定出长桁缘条和腹板的厚度和高度。本发明对复合材料加筋壁板长桁间距的确定给出了工程计算方法，此种方法对长桁布置具有指导意义。本发明对复合材料加筋壁板长桁参数的确定给出了工程计算方法，此种方法对于长桁的参数设计有指导意义。此种方法确定出基本参数，代入有限元模型进行尺寸优化，可以提高计算效率，降低运算成本。

Description

复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法
技术领域
本发明属于飞机结构设计技术领域，具体涉及复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法。
背景技术
随着工程优化设计方法的不断完善，复合材料结构优化设计已经从简单的层压板设计拓展到加筋壁板设计。怎样减轻飞机结构重量，是飞机设计结构工程师一直追求的目标。针对复合材料加筋壁板长桁参数的确定，目前工程设计中没有行之有效的方法，本发明提出一种复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法。目前在役飞机复合材料加筋壁板结构设计主要基于工程经验，没有给出相邻长桁之间距离和参数确定方法。
发明内容
发明目的：针对复合材料加筋壁板长桁参数的确定问题，本发明提出了复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法。
技术方案：复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法，其特征在于，首先根据有限元节点载荷确定相邻长桁之间距离，然后根据复合材料加筋壁板局部屈曲载荷和总体屈曲载荷之间的关系，确定出长桁缘条和腹板的厚度和高度，具体包括以下步骤：
第一、确定长桁间距：
①：提取翼展1/3处有限元剖面弯矩载荷M；
②：将①步骤中，剖面弯矩载荷M代入公式(1)，求出复合材料加筋壁板轴力N；
Figure BDA0001192119060000011
式中：N：上/下翼面总轴力；
M：翼面切面弯矩；
Hcp：翼盒平均高度，计算按公式(2)；
Figure BDA0001192119060000012
式中：H1：剖面前梁翼型高度；
H2：剖面后梁翼型高度；
Hmax：剖面最大外形高度；
③：计算翼面承受总轴力所需的总面积A，按公式(3)计算；
Figure BDA0001192119060000021
式中：E：弹性模量，初步计算E取值55GPa；
ε：设计需用应变，初步设计时ε取值3200με；
④：确定长桁面积Ast和蒙皮面积Ask；初步计算长桁面积按Ast＝0.35A，蒙皮面积按Ask＝0.65A；
⑤：确定蒙皮厚度δsk，按公式(4)计算；
Figure BDA0001192119060000022
式中：B：翼面剖面前后梁之间距；
⑥：确定长桁间距b，按公式(5)计算；
Figure BDA0001192119060000023
式中：b：长桁间距；
Dij：复合材料加筋壁板蒙皮弯曲刚度系数；初步计算时，0°取值40％，90°取值10％，±45°取值50％；
α：翼肋间距；
m：沿长桁方向屈曲半波数；
Nx：按公式(6)计算；
Nx＝E×ε×δsk (6)
第二、确定长桁参数：长桁参数主要有长桁缘条宽度bf、长桁腹板高度hw、长桁缘条厚度tf和长桁腹板厚度tw：
①长桁缘条厚度tf一般为蒙皮厚度的0.5～0.8δsk，初步计算tf＝0.8δsk；
②长桁腹板厚度tw取值为2倍的长桁缘条厚度tf，tw＝2tf；
③确定长桁缘条宽度bf，按公式(7)计算；
bf＝6D+tw+14 (7)
式中：D：修理时所需要紧固件直径；
tw：长桁腹板厚度；
②：确定长桁腹板高度hw，按公式(8)计算；
Figure BDA0001192119060000024
式中：Nx：按公式(6)计算得出；
b：按公式(5)计算得出；
λ：形状系数，初步计算λ＝1.2；
G：长桁腹板剪切模量，初步计算G取值15～20；
tw：长桁腹板厚度；
Pe：复合材料加筋壁板欧拉屈曲载荷。初步计算按公式(9)计算；
式中：c：复合材料加筋壁板端部支持系数，初步计算c＝1；
EI：复合材料加筋壁板剖面弯曲刚度；
α：翼肋之间距离。
有益效果
本发明对复合材料加筋壁板长桁间距的确定给出了工程计算方法，此种方法对长桁布置具有指导意义。本发明对复合材料加筋壁板长桁参数的确定给出了工程计算方法，此种方法对于长桁的参数设计有指导意义。此种方法确定出基本参数，代入有限元模型进行尺寸优化，可以提高计算效率，降低运算成本。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。
相邻长桁之间间距布置主要遵守以下原则：
1)：长桁强，蒙皮弱，长桁间距比较大；反之，长桁间距较小。
2)：受压壁板的长桁间距较小，受拉壁板的长桁间距较大。
3)：初设计时，可参照现有飞机的统计数据确定。
最终布置原则主要参考统计数据，小型飞机长桁间距为100mm左右；中型飞机为150mm左右；大型飞机为200mm左右。
针对长桁参数确定，主要长桁面积确定，确定原则如下：
1)：在蒙皮和长桁压缩屈曲应力相等的情况下，长桁截面积与蒙皮截面积的最佳比例为1:4。
2)：对于整体壁板的最佳设计，垂直凸缘的截面积与蒙皮截面积之比为1:7。
3)：在组合组件的欧拉柱应力等于蒙皮的初始屈曲应力的情况下，其长桁截面积与蒙皮截面积的最佳比例为1:5。
4)：对于最小重量设计，与蒙皮相连的长桁厚度与蒙皮厚度之比为1:0.5。
上述长桁参数确定方法主要适用于金属结构，针对复合材料加筋壁板设计适用性不强。
本发明方法的实现具体包括以下步骤：
第一、确定长桁间距：
⑦：提取翼展1/3处有限元剖面弯矩载荷M；
⑧：将①步骤中，剖面弯矩载荷M代入公式(1)，求出复合材料加筋壁板轴力N；
Figure BDA0001192119060000031
式中：N：上/下翼面总轴力；
M：翼面切面弯矩；
Hcp：翼盒平均高度，计算按公式(2)；
式中：H1：剖面前梁翼型高度；
H2：剖面后梁翼型高度；
Hmax：剖面最大外形高度；
⑨：计算翼面承受总轴力所需的总面积A，按公式(3)计算；
Figure BDA0001192119060000042
式中：E：弹性模量，初步计算E取值55GPa；
ε：设计需用应变，初步设计时ε取值3200με；
⑩：确定长桁面积Ast和蒙皮面积Ask；初步计算长桁面积按Ast＝0.35A，蒙皮面积按Ask＝0.65A；
Figure BDA0001192119060000043
确定蒙皮厚度δsk，按公式(4)计算；
式中：B：翼面剖面前后梁之间距；
Figure BDA0001192119060000045
确定长桁间距b，按公式(5)计算；
Figure BDA0001192119060000046
式中：b：长桁间距；
Dij：复合材料加筋壁板蒙皮弯曲刚度系数；初步计算时，0°取值40％，90°取值10％，±45°取值50％；
α：翼肋间距；
m：沿长桁方向屈曲半波数；
Nx：按公式(6)计算；
Nx＝E×ε×δsk (6)
第二、确定长桁参数：长桁参数主要有长桁缘条宽度bf、长桁腹板高度hw、长桁缘条厚度tf和长桁腹板厚度tw：
④长桁缘条厚度tf一般为蒙皮厚度的0.5～0.8δsk，初步计算tf＝0.8δsk；
⑤长桁腹板厚度tw取值为2倍的长桁缘条厚度tf，tw＝2tf；
⑥确定长桁缘条宽度bf，按公式(7)计算；
bf＝6D+tw+14 (7)
式中：D：修理时所需要紧固件直径；
tw：长桁腹板厚度；
②：确定长桁腹板高度hw，按公式(8)计算；
式中：Nx：按公式(6)计算得出；
b：按公式(5)计算得出；
λ：形状系数，初步计算λ＝1.2；
G：长桁腹板剪切模量，初步计算G取值15～20；
tw：长桁腹板厚度；
Pe：复合材料加筋壁板欧拉屈曲载荷。初步计算按公式(9)计算；
Figure BDA0001192119060000051
式中：c：复合材料加筋壁板端部支持系数，初步计算c＝1；
EI：复合材料加筋壁板剖面弯曲刚度；
α：翼肋之间距离。

Claims (1)

1.复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法，其特征在于，首先根据有限元节点载荷确定相邻长桁之间距离，然后根据复合材料加筋壁板局部屈曲载荷和总体屈曲载荷之间的关系，确定出长桁缘条和腹板的厚度和高度，具体包括以下步骤：
第一、确定长桁间距：
①：提取翼展1/3处有限元剖面弯矩载荷M；
②：将①步骤中，剖面弯矩载荷M代入公式(1)，求出复合材料加筋壁板轴力N；
式中：N：上/下翼面总轴力；
M：翼面切面弯矩；
Hcp：翼盒平均高度，计算按公式(2)；
Figure FDA0002147404650000012
式中：H1：剖面前梁翼型高度；
H2：剖面后梁翼型高度；
Hmax：剖面最大外形高度；
③：计算翼面承受总轴力所需的总面积A，按公式(3)计算；
Figure FDA0002147404650000013
式中：E：弹性模量，初步计算E取值55GPa；
ε：设计需用应变，初步设计时ε取值3200με；
④：确定长桁面积Ast和蒙皮面积Ask；初步计算长桁面积按Ast＝0.35A，蒙皮面积按Ask＝0.65A；
⑤：确定蒙皮厚度δsk，按公式(4)计算；
Figure FDA0002147404650000014
式中：B：翼面剖面前后梁之间距；
⑥：确定长桁间距b，按公式(5)计算；
Figure FDA0002147404650000015
式中：b：长桁间距；
Dij：复合材料加筋壁板蒙皮弯曲刚度系数；初步计算时，0°取值40％，90°取值10％，±45°取值50％；
α：翼肋间距；
m：沿长桁方向屈曲半波数；
Nx：按公式(6)计算；
Nx＝E×ε×δsk (6)
第二、确定长桁参数：长桁参数主要有长桁缘条宽度bf、长桁腹板高度hw、长桁缘条厚度tf和长桁腹板厚度tw：
ⅰ：长桁缘条厚度tf一般为蒙皮厚度的0.5～0.8δsk，初步计算tf＝0.8δsk；
ⅱ：长桁腹板厚度tw取值为2倍的长桁缘条厚度tf，tw＝2tf；
ⅲ：确定长桁缘条宽度bf，按公式(7)计算；
bf＝6D+tw+14 (7)
式中：D：修理时所需要紧固件直径；
tw：长桁腹板厚度；
ⅳ：确定长桁腹板高度hw，按公式(8)计算；
Figure FDA0002147404650000021
式中：Nx：按公式(6)计算得出；
b：按公式(5)计算得出；
λ：形状系数，初步计算λ＝1.2；
G：长桁腹板剪切模量，初步计算G取值15～20；
tw：长桁腹板厚度；
Pe：复合材料加筋壁板欧拉屈曲载荷，初步计算按公式(9)计算；
Figure FDA0002147404650000022
式中：c：复合材料加筋壁板端部支持系数，初步计算c＝1；
EI：复合材料加筋壁板剖面弯曲刚度；
α：翼肋之间距离。
CN201611217576.9A 2016-12-26 2016-12-26 复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法 Active CN106709185B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611217576.9A CN106709185B (zh) 2016-12-26 2016-12-26 复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611217576.9A CN106709185B (zh) 2016-12-26 2016-12-26 复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106709185A CN106709185A (zh) 2017-05-24
CN106709185B true CN106709185B (zh) 2020-01-14

Family

ID=58903388

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611217576.9A Active CN106709185B (zh) 2016-12-26 2016-12-26 复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106709185B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107992656A (zh) * 2017-11-22 2018-05-04 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种集中载荷作用下确定普通框剖面参数的方法
CN113049360B (zh) * 2019-12-27 2023-11-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机复合材料加筋壁板压缩许用应变值的确定方法
CN111982045A (zh) * 2020-08-30 2020-11-24 青岛市建筑工程质量检测中心有限公司 一种用于现浇大跨度混凝土空心板的检验检测方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105197253A (zh) * 2015-08-14 2015-12-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼加筋壁板安全裕度计算方法
EP3096251A1 (fr) * 2009-09-14 2016-11-23 Airbus Operations (S.A.S) Procédé d'analyse structurale de panneaux en matériau isotrope de type raidis par des poches triangulaires
CN106156449A (zh) * 2016-08-31 2016-11-23 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种复合材料机翼壁板优化设计方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3096251A1 (fr) * 2009-09-14 2016-11-23 Airbus Operations (S.A.S) Procédé d'analyse structurale de panneaux en matériau isotrope de type raidis par des poches triangulaires
CN105197253A (zh) * 2015-08-14 2015-12-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种机翼加筋壁板安全裕度计算方法
CN106156449A (zh) * 2016-08-31 2016-11-23 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种复合材料机翼壁板优化设计方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
BUCKLING ANALYSIS OF STIFFENED COMPOSITE PANELS;Nian-Zhong Chen等;《III European Conference on Computational Mechanics》;20060608;第1-12页 *
Parametric modeling, higher order FEA and experimental investigation of hat-stiffened composite panels;Bo Cheng Jin等;《Composite Structures》;20150327;第207-220页 *
基于可行方向法的机翼盒段结构参数优化设计;王晓阳等;《航空科学技术》;20150812;第26卷(第9期);第23-28页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN106709185A (zh) 2017-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108153981B (zh) 一种基于有限元分析的机身加筋壁板后屈曲分析方法
CN106709185B (zh) 复合材料加筋壁板长桁参数工程确定方法
CN106156449B (zh) 一种复合材料机翼壁板优化设计方法
RU2523726C2 (ru) Аэродинамическая конструкция, имеющая аэродинамический профиль, с гофрированным усиливающим элементом
CN203306222U (zh) 一种复合材料形成的翼盒以及一种飞机的翼
Carrier et al. Investigation of a strut-braced wing configuration for future commercial transport
CN104229155A (zh) 考虑屈曲约束与铺层顺序的复合材料机翼壁板铺层确定方法
CN108563916B (zh) 飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法
EP2895389B1 (en) Passive load alleviation for aerodynamic lift structures
CN106326551B (zh) 一种加筋壁板结构中蒙皮有效宽度的计算方法
CN101242993B (zh) 双壳设计中心盒
CN112937829B (zh) 用于复合多梁集成升力面的后缘和制造所述后缘的方法
CN112699464B (zh) 一种单长桁短板承载能力计算方法
CN112699489B (zh) 一种舵面壁板结构构型确定方法
Carrier et al. A Joint DLR-ONERA Contribution to CFD-based Investigations of Unconventional Empennages for Future Civil Transport Aircraft
CN214190076U (zh) 一种飞机安定面装置
CN114611208B (zh) 一种飞行器复合材料机身结构及其设计方法
CN217260637U (zh) 一种飞机舱壁加强隔声结构
CN211442730U (zh) 一种机翼梁间肋
EP3904203A1 (en) Trailing edge for a composite lifting surface
CN116305532A (zh) 一种变梯度复合材料壁板强度分析方法
Chen et al. Multi-objective optimization design and analysis of large deformation composite material
CN115146376A (zh) 联结翼布局飞机气动载荷分配与结构变形协调设计方法
MATHES et al. DESIGN AND TEST EXPERIENCE WITH MONOCOQUE MAGNESIUM WINGS
CN115303469A (zh) 一种新型的可变形翼肋参数确定方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant