CN112632701A - 一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法 - Google Patents

一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于飞机加载试验领域，特别涉及一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法。包括：步骤一、建立尾梁有限元模型，基于飞机尾梁的实际情况在所述尾梁有限元模型上布置多个加载接头，并根据所述加载接头的位置将所述尾梁有限元模型划分为多个典型区域；步骤二、通过各个加载接头对所述尾梁有限元模型施加载荷，并绘制所述尾梁壁板的力流图；步骤三、根据壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷；步骤四、根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷。本申请可以快速从上千种载荷情况中筛选出尾梁设计载荷，为尾梁结构设计提供设计输入。

Description

一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法
技术领域
本申请属于飞机加载试验领域，特别涉及一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法。
背景技术
尾梁是飞机中典型且十分重要的一个结构，主要用于将机翼、垂尾和垂尾的载荷传递至机身，由于其是一个重要结构，因此其设计载荷筛选显得十分重要。
目前尚无一套完善的尾梁载荷筛选方法，为尾梁结构设计提出了很大的挑战。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，包括：
步骤一、建立尾梁有限元模型，基于飞机尾梁的实际情况在所述尾梁有限元模型上布置多个加载接头，并根据所述加载接头的位置将所述尾梁有限元模型划分为多个典型区域；
步骤二、通过各个加载接头对所述尾梁有限元模型施加载荷，并绘制所述尾梁壁板的力流图；
步骤三、根据所述壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷；
步骤四、根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从所述内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷。
可选地，步骤一中，所述加载接头包括机翼接头、垂尾前接头、垂尾后接头、平尾内接头以及平尾外接头。
可选地，步骤一中，根据所述垂尾前接头以及所述垂尾后接头的安装位置，将所述尾梁有限元模型由前至后划分为3个典型区域，分别为第一典型区域、第二典型区域以及第三典型区域。
可选地，步骤三中，所述根据所述壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷包括：
S301、根据所述壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，其中，所述第一典型区域以及第二典型区域均受到机翼接头载荷以及垂尾接头载荷的影响，所述第三典型区域受到平尾接头载荷的影响；
S302、计算所述第一典型区域的机翼接头载荷以及垂尾接头载荷，计算所述第二典型区域的机翼接头载荷以及垂尾接头载荷。
可选地，步骤S301还包括选取第三典型区受平尾接头载荷影响最大位置处的载荷作为第三典型区的尾梁设计载荷。
可选地，步骤四中，所述根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从所述内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷包括：
根据第一典型区域的接头载荷计算第一典型区域的内力，并绘制第一内力曲线，从所述第一内力曲线上选取最大的点作为第一典型区域的尾梁设计载荷；
根据第二典型区域的接头载荷计算第二典型区域的内力，并绘制第二内力曲线，从所述第二内力曲线上选取最大的点作为第二典型区域的尾梁设计载荷。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，可以快速从上千种载荷情况中筛选出尾梁设计载荷，为尾梁结构设计提供设计输入，降低了计算量的同时，保证了尾梁设计的安全性。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法；
图2是本申请一个实施方式的飞机尾梁结构示意图；
图3是本申请一个实施方式的壁板力流图；
图4是本申请一个实施方式的内力曲线示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，包括以下步骤：
S100、建立尾梁有限元模型，基于飞机尾梁的实际情况在尾梁有限元模型上布置多个加载接头，并根据加载接头的位置将尾梁有限元模型划分为多个典型区域；
S200、通过各个加载接头对尾梁有限元模型施加载荷，并绘制尾梁壁板的力流图；
S300、根据壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷；
S400、根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷。
在本申请的一个实施方式中，如图2所示，为一典型尾梁示意图，本实施例中，除尾梁壁板外，其上设置有机翼接头、垂尾前接头、垂尾后接头、平尾内接头以及平尾外接头。本实施例中，根据垂尾前接头以及垂尾后接头的安装位置，将尾梁有限元模型由前至后划分为3个典型区域，分别为第一典型区域、第二典型区域以及第三典型区域。机翼、垂尾以及平尾载荷通过对应接头一起传递至尾梁有限元模型上，尾梁设计载荷不一定是机翼、垂尾和平尾最大情况，而是需要同时考虑上述3种载荷，按尾梁内力选出尾梁设计载荷。
在本申请的一个实施方式中，通过各个加载接头对尾梁有限元模型施加载荷，上述加载接头共有16个载荷，其中，机翼接头4个力，每个垂尾接头4个力，每个平尾接头2个力。在尾梁有限元模型上施加上述16个载荷，按典型区域绘制壁板力流图，如图3所示。
本申请的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，步骤三中，根据壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷包括：
S301、根据壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，其中，第一典型区域以及第二典型区域均受到机翼接头载荷以及垂尾接头载荷的影响，第三典型区域受到平尾接头载荷的影响；本实施例中，第三典型区域只受到4个平尾接头载荷的影响，可直接选取第三典型区受平尾接头载荷影响最大位置处的载荷作为第三典型区的尾梁设计载荷。
S302、计算第一典型区域的机翼接头载荷以及垂尾接头载荷，计算第二典型区域的机翼接头载荷以及垂尾接头载荷。
本实施例中，第一典型区域和第二典型区域均受到机翼载荷和垂尾载荷影响，需综合考虑上述两个结构载荷进行尾梁载荷筛选。
其中，机翼接头载荷计算如下：
先对机翼2个典型工况的机翼接头载荷进行计算，其他情况进行估算。
假设机翼接头载荷F1y，F1z由机翼的总剪力Fy，总弯矩Mx，扭矩Mz和压心xc决定。
根据受力特征，F1z由总弯矩Mx决定，选取第一典型区域的机翼接头载荷为标准进行估算，则：
Figure BDA0002852472960000041
F1y由总剪力Fy，扭矩Mz和压心xc决定，假设压心xc决定了分配比例，总剪力Fy和扭矩Mz决定了载荷大小。
选取机翼工况1(Fy前、Mz前、xc前)和工况2(Fy后、Mz后、xc后)，计算得：
Figure BDA0002852472960000051
其中，当量值按x位置进行插值。
垂尾接头载荷计算如下：
先对垂尾2个典型工况的垂尾接头载荷进行计算，其他情况进行估算。
假设垂尾接头载荷F3y由垂尾的总剪力Fy，总弯矩Mx，扭矩Mz和压心xc决定。
根据受力特征，F3y由总剪力Fy，总弯矩Mx，扭矩Mz和压心xc决定，假设压心xc决定了分配比例，总剪力Fy，总弯矩Mx和扭矩Mz决定了载荷大小。
选取垂尾工况1(Fy前、Mx前、Mz前、xc前)和工况2(Fy后、Mx后、Mz后、xc后)，计算垂尾接头载荷F3y，则：
Figure BDA0002852472960000052
其中，当量值按x位置进行插值。
本申请的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，步骤四中，根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷包括：
根据第一典型区域的接头载荷计算第一典型区域的内力，并绘制第一内力曲线，从第一内力曲线上选取最大的点作为第一典型区域的尾梁设计载荷；
根据第二典型区域的接头载荷计算第二典型区域的内力，并绘制第二内力曲线，从第二内力曲线上选取最大的点作为第二典型区域的尾梁设计载荷。
本实施例中，计算典型区域的内力时，需要首先在步骤二的基础上，提取典型区域的内力，形成矩阵如下：
Figure BDA0002852472960000061
矩阵中a1_1代表载荷1在区域1处的载荷。
获取内力矩阵后，用转换矩阵乘以不同工况接头载荷，便可得到不同工况的典型区域的内力，将上述内力绘制成曲线，如图4所示，从曲线上选择最大的点代表的工况情况作为尾梁设计载荷情况。
本申请的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，可以快速从上千种载荷情况选出尾梁设计载荷，为尾梁结构设计提供设计输入，降低了计算量的同时，保证了尾梁设计的安全性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，其特征在于，包括：
步骤一、建立尾梁有限元模型，基于飞机尾梁的实际情况在所述尾梁有限元模型上布置多个加载接头，并根据所述加载接头的位置将所述尾梁有限元模型划分为多个典型区域；
步骤二、通过各个加载接头对所述尾梁有限元模型施加载荷，并绘制所述尾梁壁板的力流图；
步骤三、根据所述壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷；
步骤四、根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从所述内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷。
2.根据权利要求1所述的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，其特征在于，步骤一中，所述加载接头包括机翼接头、垂尾前接头、垂尾后接头、平尾内接头以及平尾外接头。
3.根据权利要求2所述的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，其特征在于，步骤一中，根据所述垂尾前接头以及所述垂尾后接头的安装位置，将所述尾梁有限元模型由前至后划分为3个典型区域，分别为第一典型区域、第二典型区域以及第三典型区域。
4.根据权利要求3所述的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，其特征在于，步骤三中，所述根据所述壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，并计算对应典型区域的接头载荷包括：
S301、根据所述壁板力流图分析各个典型区域的受载情况，其中，所述第一典型区域以及第二典型区域均受到机翼接头载荷以及垂尾接头载荷的影响，所述第三典型区域受到平尾接头载荷的影响；
S302、计算所述第一典型区域的机翼接头载荷以及垂尾接头载荷，计算所述第二典型区域的机翼接头载荷以及垂尾接头载荷。
5.根据权利要求4所述的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，其特征在于，步骤S301还包括选取第三典型区受平尾接头载荷影响最大位置处的载荷作为第三典型区的尾梁设计载荷。
6.根据权利要求4所述的飞机尾梁结构设计载荷筛选方法，其特征在于，步骤四中，所述根据对应典型区域的接头载荷计算典型区域的内力，并绘制内力曲线，从所述内力曲线上选取最大的点作为对应典型区域的尾梁设计载荷包括：
根据第一典型区域的接头载荷计算第一典型区域的内力，并绘制第一内力曲线，从所述第一内力曲线上选取最大的点作为第一典型区域的尾梁设计载荷；
根据第二典型区域的接头载荷计算第二典型区域的内力，并绘制第二内力曲线，从所述第二内力曲线上选取最大的点作为第二典型区域的尾梁设计载荷。
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