CN109573091A - 一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空结构设计领域，具体涉及一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法，该方法步骤是：将飞机大开口结构模型简化、计算飞机大开口结构垂向弯曲刚度EI_yc，计算飞机无开口结构垂向弯曲刚度最后求得垂向弯曲刚度比，根据刚度比能确定出满足垂向刚度要求的条件下结构该如何加强。

Description

一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法

技术领域

本发明属于航空结构设计领域，特别是提出了一种机身大开口结构垂向弯曲刚度如何加强的设计方法。

背景技术

运输类飞机货舱门大开口区域既要承受货舱门自身的载荷，还要承受、传递尾翼及后机身的载荷。由于机身大开口使结构的刚度发生急剧变化，导致变形不连续等问题，使得机身大开口加强设计成为运输类飞机设计的重点和难点。为了将大开口区对机身的影响降到最小，满足刚度连续、变形协调的要求，就必须对开口区进行加强。然而，机身大开口加强设计的技术资料很少公开发表，以至设计技术和经验相对比较缺乏。

发明内容

发明目的：为了将大开口区对机身的影响降到最小，满足刚度连续、变形协调的要求，提出了一种机身大开口结构垂向弯曲刚度如何加强的设计方法。

技术方案：一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法，包括以下步骤：

(1)飞机大开口结构模型简化

对于飞机大开口结构，计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，得到大开口结构简化后的计算模型；

(2)飞机大开口结构垂向弯曲刚度EI_yc

对于大开口结构简化后的计算模型，

模型关于y轴的静矩为：

面积为：

则形心位置为：

模型关于y轴的惯性矩为：

根据材料力学中平行移轴公式，该剖面相对于形心轴的惯性矩为：

(3)飞机无开口结构垂向弯曲刚度

对于无大开口结构，计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，得到无大开口结构简化后的计算模型；

步骤(1)和(2)中两个模型的长桁形式以及长桁间距相同，则即二者的折算厚度相同，均记为δ_x；

无大开口结构简化后的计算模型关于坐标轴对称，则o点即为剖面的形心；模型关于形心轴的惯性矩为：

(4)垂向弯曲刚度比

大开口结构与无大开口机身结构的刚度比记为：

将步骤(2)和(3)中各表达式代入上式，则有：

其中：

ξ＝1，表明大开口结构模型的刚度EI_y与未开口机身模型的刚度相当，在结构设计时，根据ξ的表达式便能确定出满足垂向刚度要求的条件下结构该如何加强。

加强方式可通过理论公式确定所需加强的边梁面积，也可通过垂向弯曲刚度比ξ变化规律曲线和垂向弯曲刚度比ξ随变化规律曲线查得。

其中：

R——机身半径；

F_ch——长桁的横截面面积；

2ψ——大开口角度；

F_b——开口处加强桁梁的面积；

δ_mp——蒙皮厚度；

δ_x——蒙皮的折算厚度，

s_k——横截面周边的长度。

有益技术效果：本发明提出了一种机身大开口结构垂向弯曲刚度如何加强的设计方法。本发明将大开口区对机身的影响降到了最小，满足了刚度连续、变形协调的要求；首次提出了大开口机身结构垂向弯曲刚度的设计原则和方法，推导出了垂向刚度比的解析表达式，解决了对于大开口机身设计加强无理论依据的困境，填补了国内在该技术领域的空白。

附图说明

图1为大开口结构计算模型示意图，

图2为无大开口计算模型图，

图3为垂向弯曲刚度比ξ变化规律曲线，

图4为垂向弯曲刚度比ξ随变化规律曲线。

具体实施方式

对于飞机大开口结构，通常在开口处布置大梁进行加强，典型的机身大开口结构如图1(a)所示；计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，简化后的计算模型如图1(b)所示。

图1中：

R——机身半径；

F_ch——长桁的横截面面积；

2ψ——大开口角度；

F_b——开口处加强桁梁的面积；

δ_mp——蒙皮厚度；

δ_x——蒙皮的折算厚度，

s_k——横截面周边的长度。

对于图1所示模型，

模型关于y轴的静矩为：

面积为：

则形心位置为：

模型关于y轴的惯性矩为：

根据材料力学中平行移轴公式，该剖面相对于形心轴的惯性矩为：

(3)飞机无开口结构垂向弯曲刚度

对于飞机大开口结构，通常在开口处布置大梁进行加强，典型的机身大开口结构如图2(a)所示；计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，简化后的计算模型如图2(b)所示。

假设图1、图2中两个模型的长桁形式以及长桁间距相同，则即二者的折算厚度相同，均记为δ_x。

图2中所示模型关于坐标轴对称，则o点即为剖面的形心。模型关于形心轴的惯性矩为：

(4)垂向弯曲刚度比

大开口结构与无大开口机身结构的刚度比记为：

将各表达式代入上式，则有：

其中：

ξ＝1，表明大开口结构模型的刚度EI_y与未开口机身模型的刚度相当，在结构设计时，根据ξ的表达式便能确定出满足垂向刚度要求的条件下结构该如何加强。

加强方式可通过理论公式确定所需加强的边梁面积，也可通过曲线图3和图4查得。

(1)大开口角度一定时，刚度比ξ随F_b/Rδ_x的增大而增大，开口角度越大，刚度比递增越缓慢；

(2)已知运输机大开口角度时，可由图3或图4近似查出或由公式：反推出F_b/Rδ_x的值，它就是结构设计的最佳值；

(3)当2ψ大于180o时，无满足ξ≥1的F_b/Rδ_x值，即无论如何加强都不能使得大开口模型的刚度达到完整机身模型的刚度；

(4)对于刚度比曲线随F_b/Rδ_x增大而收敛的情况，应该综合考虑重量因素，取较合适的F_b/Rδ_x。

Claims (2)

1.一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)飞机大开口结构模型简化

对于飞机大开口结构，计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，得到大开口结构简化后的计算模型；

(2)飞机大开口结构垂向弯曲刚度EI_yc

对于大开口结构简化后的计算模型，

模型关于y轴的静矩为：

面积为：

则形心位置为：

模型关于y轴的惯性矩为：

根据材料力学中平行移轴公式，该剖面相对于形心轴的惯性矩为：

(3)飞机无开口结构垂向弯曲刚度

对于无大开口结构，计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，得到无大开口结构简化后的计算模型；

步骤(1)和(2)中两个模型的长桁形式以及长桁间距相同，则即二者的折算厚度相同，均记为δ_x；

无大开口结构简化后的计算模型关于坐标轴对称，则o点即为剖面的形心；模型关于形心轴的惯性矩为：

(4)垂向弯曲刚度比

大开口结构与无大开口机身结构的刚度比记为：

将步骤(2)和(3)中各表达式代入上式，则有：

其中：

ξ＝1，表明大开口结构模型的刚度EI_y与未开口机身模型的刚度相当，在结构设计时，根据ξ的表达式便能确定出满足垂向刚度要求的条件下结构该如何加强；

其中：

R——机身半径；

F_ch——长桁的横截面面积；

2ψ——大开口角度；

F_b——开口处加强桁梁的面积；

δ_mp——蒙皮厚度；

δ_x——蒙皮的折算厚度，

s_k——横截面周边的长度。

2.根据权利要求1所述的飞机大开口结构垂向刚度设计方法，其特征在于，所述加强方式可通过理论公式确定所需加强的边梁面积，也可通过垂向弯曲刚度比ξ变化规律曲线和垂向弯曲刚度比ξ随变化规律曲线查得。