CN112623255A - 一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法 - Google Patents

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尹凯军
苏雁飞
聂荣华
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    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
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    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
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Abstract

本发明涉及飞机结构建模技术领域，涉及一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法。该方法包括：获取已知的飞机机身和门框的设计参数；选取飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，计算其扭转刚度；以机身截面中长桁面积均匀分布到蒙皮上为指导思想，计算长桁折算到蒙皮的折算厚度；根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面上各点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标；根据机身截面扇性线静矩、各点的扇性面积计算该机身截面轴惯性矩及机身截面弯心位置；沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴；计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的扭转刚度。

Description

一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法
技术领域
本发明涉及航空结构强度分析技术领域，具体涉及一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法。
背景技术
在民用飞机总体设计及功能要求中，一般需要在机身布置较多的舱门(包括后货舱门、左服务门及右服务门)，因此在机身形成较多开口区域。在飞机机体结构的开口种类中，按照开口尺寸的大小分类，可以分为大开口、中开口和小开口。小开口不影响载荷的传力路线，如梁腹板和肋腹板上的检查孔，蒙皮上小的观察孔等；中开口破坏了载荷的局部传力路线，切断了少量的长桁，但在总体上对传力路线没有大的影响，如民用客机的窗户等；大开口完全破坏了总体载荷的传力路线，一般涉及的区域较大，如民用客机的舱门开口等。
由于机身门框区大开口导致机身结构以及传力发生很大变化，包括：1.结构的刚度发生急剧变化，导致变形不连续；2.破坏了机身结构的连续性以及原有结构的传力路线，载荷的传递发生变化；3.必须增加开口附近结构的强度以承受原开口处壁板所承受的载荷以及载荷的重新分布而引起的附加载荷。因此需要对飞机门框区进行加强，通过计算截面扭转刚度，可以明确扭转刚度的影响因素，可根据机身刚度要求合理选择加强方案，为后续的强度设计指明方向。
现阶段对于机身开口截面刚度没有明确的计算方法，仅对机身未开口截面刚度有成熟的计算方法，该方法采用有限元结合数值计算方法，由于未开口区是一个完整的结构，没有其它结构加强件，因此该方法仅考虑机身蒙皮及长桁。在飞机研制中，为了增加开口区的刚度，在开口区周围布置加强结构，未开口的计算方法无法考虑加强结构的影响。
发明内容
本发明的目的是：本发明提出了一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法，以解决目前方法无法直接得到门框区截面扭转刚度的技术问题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：
一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法，包括：
获取已知的飞机机身和门框的设计参数，该参数包括机身蒙皮厚度、机身半径、机身长桁的横截面面积、机身长桁间距和门槛梁的面积；
选取飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，计算其扭转刚度，该机身截面含有蒙皮、长桁、门框上门槛梁和门框下门槛梁以及门框开口截面；
以机身截面中长桁面积均匀分布到蒙皮上为指导思想，计算长桁折算到蒙皮的折算厚度；
根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面上各点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标；
根据机身截面扇性线静矩、各点的扇性面积计算该机身截面轴惯性矩及机身截面弯心位置；
沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴；
计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的扭转刚度。
进一步的，根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面上各点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标之前，所述方法还包括：
以机身截面的圆形中心为原点建立坐标系，以垂直于机身航向的纵向方向为纵轴，以垂直于机身航向的水平方向为横轴。
进一步的，折算厚度δ0为：
Figure BDA0002868463410000021
其中，Fch为长桁的横截面面积，δmp为蒙皮厚度，sk为机身长桁间距。
进一步的，该机身截面任意一点的扇性面积
Figure BDA0002868463410000022
为：
Figure BDA0002868463410000023
其中，R为机身半径，α为机身截面任一点与圆心连线与横轴夹角。
进一步的，该机身截面任意一点的横坐标y为：
y＝Rcosα
Figure BDA0002868463410000024
其中，
Figure BDA0002868463410000025
为该机身截面扇性线静矩，yi为机身截面一点横坐标，Ai为任一开口处门槛梁的面积，γ为舱门开口区上部点与圆心连线与纵轴夹角、β为开口区下部点与圆心连线与纵轴夹角，Ajq为开口处门槛梁的面积。
进一步的，该机身截面轴惯矩Jz：
Figure BDA0002868463410000031
Figure BDA0002868463410000032
其中，zA为该机身截面弯心位置。
进一步的，该机身截面扇性惯性矩Jω为：
Figure BDA0002868463410000033
其中，ω为机身截面扇性面积；该扇性惯性矩Jω即为该机身截面的扭转刚度。
一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机指令，所述指令被处理器执行时实现上述方法。
本发明的技术效果是：利用本发明的计算方法可以判断机身门框区截面扭转刚度是否满足刚度要求，为后续变形计算提供依据，可以指导飞机门框区的结构设计；并且明确扭转刚度的影响因素，可根据机身刚度要求合理选择加强方案，为后续的强度设计指明方向。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步详细的说明：
图1为方法流程图；
图2为门框区截面示意图；
图3为截面结构示意图；
图4为截面简化示意图；
其中，1-机身门框区截面，2-机身门框，3-门槛梁，4-蒙皮，5-长桁，6-地板平面，7-弯心轴。
具体实施方式
一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法，所述的计算方法首先将飞机机身门框区所处截面模型进行简化；运用材料力学中计算公式逐步推导机身门框区截面扭转刚度。
所述的计算方法步骤为：
步骤一、选取飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，计算其扭转刚度，该机身截面含有蒙皮、长桁、门框上门槛梁和门框下门槛梁以及门框开口截面；
步骤二、以该截面的圆形中心为原点建立坐标系，以垂直于机身航向的纵向方向为纵轴，以垂直于机身航向的水平方向为横轴；
步骤三、将上述截面中长桁面积均匀分布到蒙皮上，得到蒙皮折算厚度；
步骤四、根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面任意一点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标；
步骤五、根据步骤四)所获得的机身截面扇性线静矩、任意一点的扇性面积计算该机身截面轴惯性矩及机身截面弯心位置；
步骤六、沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴；
步骤七、计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的扭转刚度。
通过所述的计算方法通过公式(1)计算蒙皮折算厚度δ0：
Figure BDA0002868463410000041
其中，Fch为长桁的横截面面积，δmp为蒙皮厚度，sk为机身长桁间距。
通过公式(2)计算该机身截面任意一点的扇性面积
Figure BDA0002868463410000042
为：
Figure BDA0002868463410000043
其中，R为机身半径，α为机身截面任一点与圆心连线与横轴夹角。
通过公式(3)计算该机身截面任意一点的横坐标y为：
y＝Rcosα (3)
通过公式(4)计算该机身截面扇性线静矩
Figure BDA0002868463410000044
Figure BDA0002868463410000051
其中，yi为机身截面任意一点横坐标，Ai为任一开口处门槛梁的面积，γ为舱门开口区上部点与圆心连线与纵轴夹角、β为开口区下部点与圆心连线与纵轴夹角，Ajq为开口处门槛梁的面积。
通过公式(5)计算该机身截面轴惯矩Jz：
Figure BDA0002868463410000052
通过公式(6)计算该机身截面弯心位置zA：
Figure BDA0002868463410000053
通过公式(7)计算该机身截面扇性惯性矩Jω为：
Figure BDA0002868463410000054
其中，ω为机身截面扇性面积。
该扇性惯性矩Jω即为该机身截面的扭转刚度。
实施例1
步骤一、选取图2所示飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，该截面示意图如图3所示；
步骤二、以该截面的圆形中心为原点建立如图3所示坐标系，以垂直于机身航向的纵向方向为纵轴即图3中Z轴，以垂直于机身航向的水平方向为横轴即图3中Y轴；
步骤三、该机身半径R为1430mm，蒙皮厚度δmp为1mm，长桁面积Fch为60mm2，长桁间距sk为150mm，将上述截面中长桁面积均匀分布到蒙皮上，得到蒙皮折算厚度δ0：
Figure BDA0002868463410000061
步骤四、根据飞机机身和门框的设计参数，包括如图4中夹角β为57°，夹角γ为45°，机身半径R为1430mm，门槛梁面积Ajq为858mm2，计算该机身截面扇性线静矩
Figure BDA0002868463410000062
Figure BDA0002868463410000063
步骤五、计算该机身截面轴惯矩Jz及机身截面弯心位置zA为：
Figure BDA0002868463410000064
Figure BDA0002868463410000065
步骤六、沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴，如图4所示；
步骤七、计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩Jω，该惯性矩即为该机身截面的扭转刚度。

Claims (8)

1.一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法，其特征在于，包括：
获取已知的飞机机身和门框的设计参数，该参数包括机身蒙皮厚度、机身半径、机身长桁的横截面面积、机身长桁间距和门槛梁的面积；
选取飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，计算其扭转刚度，该机身截面含有蒙皮、长桁、门框上门槛梁和门框下门槛梁以及门框开口截面；
以机身截面中长桁面积均匀分布到蒙皮上为指导思想，计算长桁折算到蒙皮的折算厚度；
根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面上各点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标；
根据机身截面扇性线静矩、各点的扇性面积计算该机身截面轴惯性矩及机身截面弯心位置；
沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴；
计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的扭转刚度。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面上各点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标之前，所述方法还包括：
以机身截面的圆形中心为原点建立坐标系，以垂直于机身航向的纵向方向为纵轴，以垂直于机身航向的水平方向为横轴。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，折算厚度δ0为：
Figure FDA0002868463400000011
其中，Fch为长桁的横截面面积，δmp为蒙皮厚度，sk为机身长桁间距。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，该机身截面任意一点的扇性面积
Figure FDA0002868463400000012
为：
Figure FDA0002868463400000021
其中，R为机身半径，α为机身截面任一点与圆心连线与横轴夹角。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，该机身截面任意一点的横坐标y为：
y＝Rcosα
Figure FDA0002868463400000022
其中，
Figure FDA0002868463400000023
为该机身截面扇性线静矩，yi为机身截面一点横坐标，Ai为任一开口处门槛梁的面积，γ为舱门开口区上部点与圆心连线与纵轴夹角、β为开口区下部点与圆心连线与纵轴夹角，Ajq为开口处门槛梁的面积。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，该机身截面轴惯矩Jz：
Figure FDA0002868463400000024
Figure FDA0002868463400000025
其中，zA为该机身截面弯心位置。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，该机身截面扇性惯性矩Jω为：
Figure FDA0002868463400000026
其中，ω为机身截面扇性面积；该扇性惯性矩Jω即为该机身截面的扭转刚度。
8.一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机指令，其特征在于，所述指令被处理器执行时实现权利要求1-7任一项所述的方法。
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