CN109520859A - 一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机结构强度设计领域，具体涉及一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法。本发明综合运用能量法及卡氏定理，推导圆拱形机身加强框任意剖面的弯矩、剪力等内力方程，为加强框结构参数优化设计提供理论指导。弥补了有限元分析方法对于结构参数“有限试凑、局部调整”耗时、费力、局限等客观不足，提高了圆拱形机身加强框结构参数设计效率；对于实现飞机结构优化设计具有重要的技术推动作用。

Description

一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法

技术领域

本发明属于飞机结构强度设计领域，具体涉及一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法。

背景技术

现代飞机设计中，关键连接区方案设计、结构布置、参数优化等需要强度人员提前介入，通常在不具备全机有限元求解的条件下，依据初步载荷或同类机型载荷，主动设计连接区典型结构的初步参数，以减少迭代步骤、提高设计效率，进而把握关键连接区结构设计和优化方向。

国、内外大型运输类飞机，通常在后机身设置大型货舱门，以满足大型货物装载、重型装备运输，以及空投空降等任务需求，这使得完整的“圆筒形”机身结构被打断，形成所谓后体“大开口”结构。因此，后体“大开口”区域机身框需设计为圆拱形，其中尾翼连接框是承受和传递尾翼集中载荷的重要部件，是影响飞行安全和使用寿命的关键环节，是后体结构强度设计的重点和难点。本发明综合运用能量法、卡氏定理，推导出圆拱形机身加强框承受对称集中载荷状态时，任意剖面弯矩、剪力等内力方程，建立了“外载→内力→剖面”强度主动设计流程，实现了后体“大开口”区域机身加强框结构参数初步优化设计，大幅提高了圆拱形机身加强框结构参数设计效率，并最终成功应用于型号研制中。此外，本发明弥补了有限元分析方法对于结构参数“有限试凑、局部调整”耗时、费力、局限等客观不足，对于实现飞机结构优化设计具有重要的技术推动作用。

发明内容

发明目的：提出一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法，弥补了有限元分析方法对于结构参数“有限试凑、局部调整”耗时、费力、局限等客观不足。

技术方案：一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法，包括以下步骤：

第一步：根据圆拱形机身加强框任意剖面剪力Q(θ)，设计加强框任意剖面腹板厚度δ：

其中，H表示加强框任意剖面对应的框高度，[τ_cr]表示加强框任意剖面对应的框腹板许用剪应力；

第二步：根据圆拱形机身加强框任意剖面弯矩M(θ)、框腹板厚度δ，设计加强框任意剖面框缘条面积A：

其中，[σ_cr]表示加强框任意剖面对应的框缘条许用应力。

第一步中剪力Q(θ)、弯矩M(θ)采用能量法求解而来。

具体求解方法为：首先由静力平衡方程可求得：

R_A＝R_B＝P/2 H_A＝H_B

将B支座的水平反力H_B当做多余约束力，建立静定基，则B支座处对应的水平位移变形协调条件为：δ_B＝0；

当0≤θ≤α时：

当α≤θ≤π-β时：

则弯矩对H_B的偏导为：

根据卡氏定理并利用结构对称性，则B支座处水平位移：

如上所述，B支座处水平位移变形协调条件为δ_B＝0，则：

则圆拱形机身加强框任意剖面弯矩方程表示如下：

当0≤θ≤α时：

当α≤θ≤π-β时：

则圆拱形机身加强框任意剖面剪力方程表示如下：

当0≤θ<α时：

当α≤θ≤π-β时：

其中，集中载荷作用点相对圆拱形机身加强框圆心夹角为α，机身“大开口”角度为2β，加强框处机身半径为R，θ表示加强框任意剖面的转角，P/2表示对称集中载荷值，H_A、H_B分别表示A、B两点侧向约束反力，R_A、R_B分别表示A、B两点垂向约束反力，C为结构对称顶点。

有益技术效果：本发明弥补了有限元分析方法对于结构参数“有限试凑、局部调整”耗时、费力、局限等客观不足，提高了圆拱形机身加强框结构参数设计效率；对于实现飞机结构优化设计具有重要的技术推动作用。

附图说明

图1为某大型飞机机身尾翼连接区结构示意图，

图2为某大型飞机机身尾翼连接框结构示意图，

图3为某大型飞机尾翼连接框典型受力状态示意图。

具体实施方式

某大型飞机后体“大开口”区域尾翼连接框主要承受和传递来自纵梁接头的垂向集中力，其典型结构如图2所示；本发明简化模型如图3所示，即对应于俯仰工况下尾翼连接框承受对称集中载荷受力状态。如图3所示，开口边梁处约束条件为铰支，即为一次超静定结构；其中，集中载荷作用点相对圆拱形机身加强框圆心夹角为α，机身“大开口”角度为2β，加强框处机身半径为R，θ表示加强框任意剖面的转角，P/2表示对称集中载荷值，H_A、H_B分别表示A、B两点侧向约束反力，R_A、R_B分别表示A、B两点垂向约束反力，C为结构对称顶点。

现以某大型飞机后体“大开口”区域尾翼连接框72框为例，开展圆拱形机身加强框结构参数初步强度设计。其中，尾翼连接框72框高度H＝590mm，集中载荷作用点夹角α＝9°，大开口角度2β＝132°，机身半径R＝2330mm；加强框材料7050-T7451，σ_b＝485MPa、

σ_0.2＝415MPa。

第一步：计算圆拱形机身加强框任意剖面弯矩、剪力等内力值：

对称载荷102697工况，集中载荷P/2＝-412430.1N，则集中载荷作用点：

第二步：根据圆拱形机身加强框任意剖面剪力Q(θ)，设计加强框任意剖面腹板厚度δ，则集中载荷作用点：

第三步：根据圆拱形机身加强框任意剖面弯矩M(θ)、框腹板厚度δ，设计加强框任意剖面框缘条面积A，则集中载荷作用点：

根据上述方法，依次完成圆拱形机身加强框任意剖面弯矩、剪力等内力计算，并参照框腹板及框缘条稳定性设计要求，即可完成对称集中载荷状态圆拱形机身加强框结构参数的工程优化设计。

Claims (3)

1.一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步：根据圆拱形机身加强框任意剖面剪力Q(θ)，设计加强框任意剖面腹板厚度δ：

其中，H表示加强框任意剖面对应的框高度，[τ_cr]表示加强框任意剖面对应的框腹板许用剪应力；

第二步：根据圆拱形机身加强框任意剖面弯矩M(θ)、框腹板厚度δ，设计加强框任意剖面框缘条面积A：

其中，[σ_cr]表示加强框任意剖面对应的框缘条许用应力。

2.根据权利要求1所示的一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法，其特征在于，第一步中剪力Q(θ)、第二步中弯矩M(θ)采用能量法求解而来。

3.根据权利要求2所示的一种承受对称集中载荷的圆拱形加强框参数设计方法，其特征在于，所述求解方法为：由静力平衡方程可求得：

R_A＝R_B＝P/2 H_A＝H_B

将B支座的水平反力H_B当做多余约束力，建立静定基，则B支座处对应的水平位移变形协调条件为：δ_B＝0；

当0≤θ≤α时：

当α≤θ≤π-β时：

则弯矩对H_B的偏导为：

根据卡氏定理并利用结构对称性，则B支座处水平位移：

如上所述，B支座处水平位移变形协调条件为δ_B＝0，则：

则圆拱形机身加强框任意剖面弯矩方程表示如下：

当0≤θ≤α时：

当α≤θ≤π-β时：

则圆拱形机身加强框任意剖面剪力方程表示如下：

当0≤θ<α时：

当α≤θ≤π-β时：

其中，集中载荷作用点相对圆拱形机身加强框圆心夹角为α，机身大开口角度为2β，加强框处机身半径为R，θ表示加强框任意剖面的转角，P/2表示对称集中载荷值，H_A、H_B分别表示A、B两点侧向约束反力，R_A、R_B分别表示A、B两点垂向约束反力，C为结构对称顶点。