CN112644734A - 一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机疲劳计算技术领域，公开了一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法。虑了受剪情况下长桁与蒙皮连接紧固件的排数对疲劳性能的影响，并结合上下蒙皮剪流差计算挤压应力与远端应力比，计算DFR值更准确。

Description

一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法

技术领域

本发明属于飞机疲劳计算技术领域，尤其涉及一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法。

背景技术

当前在运输类飞机机身长桁与蒙皮连接疲劳寿命计算时，一般采用DFR法计算。一般情况下都认为长桁与蒙皮受相等航向载荷，在结构DFR计算时，采用不传载紧固件结构模式，不考虑结构受剪情况。

但是在某些特殊工况，蒙皮承受的剪应力很大，可能进入了屈曲状态，按照不传载紧固件结构模式计算DFR值，显然没有考虑周全，计算结果也偏于危险。

同时，在计算蒙皮受剪时，未考虑连接紧固件的排数对钉传载荷的影响，使得计算结果存在一定偏差。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，系统性地考虑了结构的受载情况，同时考虑了受剪蒙皮是否进入屈曲情况，能更加准确计算结构DFR值。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案予以实现。

一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，所述方法包括：

S1、确定要计算的长桁与蒙皮连接部位，构建地空地循环，并计算在地空地循环过程中不同工况下的长桁与蒙皮连接部位的组合应力σ₁₂，长桁应力σ，第一蒙皮的应力σ₁，第二蒙皮的应力υ₂，第一蒙皮的剪应力τ₁，第二蒙皮的剪应力τ₂；其中，第一蒙皮为长桁上部的蒙皮，第二蒙皮为长桁下部的蒙皮；

S2，确定地空地循环过程中不同工况下组合应力的最大值σ_12max，长桁应力的最大值σ_max，第一蒙皮的最大应力σ_1max，第二蒙皮的最大应力σ_2max，第一蒙皮的最大剪应力τ_1max，第二蒙皮的最大剪应力τ_2max；

若第一蒙皮的最大剪应力τ_1max或者第二蒙皮的最大剪应力τ_2max最大，则执行S3；

若长桁应力的最大值σ_max、组合应力的最大值σ_12max、第一蒙皮的最大应力σ_1max或第二蒙皮的最大应力σ_2max最大，则执行S4；

S3，若第一蒙皮的最大剪应力τ_1max大，则以第一蒙皮应力为参考应力；若第二蒙皮的最大剪应力τ_2max大，则以第二蒙皮的应力为参考应力；根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR；

S4，若组合应力的最大值υ_12max大，以组合应力作为参考应力；若长桁应力的最大值σ_max大，以长桁应力作为参考应力；若第一蒙皮的最大应力σ_1max大，以第一蒙皮的应力为参考应力；若第二蒙皮的最大应力σ_2max大，以第二蒙皮的应力为参考应力；根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR。

本发明技术方案的特点和进一步的改进为：

1)S1中，

组合应力

长桁应力：

第一蒙皮的应力σ₁，第二蒙皮的应力σ₂：

第一蒙皮的剪应力τ₁，第二蒙皮的剪应力τ₂：

其中，F_N表示长桁轴力，F_yi，F_y2表示蒙皮沿长桁方向载荷，F_xy1，F_xy2表示蒙皮剪切载荷，Ast表示长桁面积，b₁表示第一蒙皮的宽度，b₂表示第二蒙皮的宽度，t₁表示第一蒙皮的厚度，t₂表示第二蒙皮的厚度。

2)S3中，根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR，具体为：

获取临界剪应力τ_cr，将蒙皮最大剪应力τ_max和临界剪应力τ_cr比较，判断蒙皮是否进入屈曲状态，蒙皮最大剪应力τ_max为第一蒙皮的最大剪应力τ_1max和第二蒙皮的最大剪应力τ_2max的较大值；

(1)若τ_max≥τ_cr，则蒙皮进入屈曲状态，结构细节疲劳额定值DFR按照下式计算：

DFR_S＝DFR_Sbase×K×U×R₀

DFR_{S base}＝100/(0.9+0.23τ_max/τ_cr)

将DFR_s作为结构细节疲劳额定值DFR；

其中，K表示材料常数，U表示凸台系数，R_c表示构件疲劳额定系数；

(2)若τ_max＜τ_cr，则蒙皮没有进入屈曲状态，则结构细节疲劳额定值DFR按照下式计算：

DFR_S＝DFR_Sbase×A×B×C×D×E×U×R_c

DFR_{S bae}＝121×M×ψ

将DFR_s作为结构细节疲劳额定值DFR；

其中，A、B、C、D、E均为修正系数，M表示材料常数，ψ表示载荷传递系数。

3)

对于

对于

其中，τ_max表示剪应力的地空地最大应力，d表示紧固件直径，n表示紧固件排数。

4)对于单排螺栓/铆钉连接：

对于多排螺栓/铆钉连接：

其中，(q₁-q₂)表示τ_max对应工况的剪流差的地空地应力，τ_max表示剪应力的地空地最大应力，S表示紧固件间距，d表示紧固件直径，n表示紧固件排数。

5)S4中，根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR，具体为：DFR＝DFR_bace×A×B×C×D×E×U×R_q。

6)如果是单排紧固件：

对于铝合金结构：

对于钛合金结构：

对于中强钢结构：

其中，A、B、C、D、E、U均为修正系数，K_tg表示结构应力集中系数。

7)如果是多排紧固件：

对于铝合金结构：

对于钛合金结构：

对于中强钢结构：

其中，A、B、C、D、E、U均为修正系数，K_tg表示结构应力集中系数。

本发明所提出的输类飞机长桁与蒙皮连接结构细节疲劳额定值的确定方法，系统性地考虑了结构的受载情况，同时考虑了受剪蒙皮是否进入屈曲情况，能更加准确计算结构DFR值。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法的流程示意图；

图2为本发明实施例提供的某处长桁与蒙皮连接结构剖面示意图；

图3为本发明实施例提供的长桁与蒙皮连接结构有限元模型示意图。

具体实施方式

本发明提供了一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，主要步骤为：

1.采用地空地最大应力判断蒙皮的受载形式，从而给出结构细节疲劳额定值的计算方式；

2.计算过程中考虑了受剪蒙皮是否进入屈曲情况，并给出不同计算方法；

3.在受剪情况下，考虑了长桁与蒙皮连接紧固件的排数，并结合上下蒙皮剪流差计算挤压应力与远端应力比，进而计算DFR值。

具体的，如图1所示，

步骤一、确定要计算的长桁与蒙皮连接部位，构建地空地循环，并计算在地空地循环过程中不同工况下的组合应力σ₁₂，长桁应力σ；蒙皮1的应力σ₁，蒙皮2的应力σ₂，蒙皮1的剪应力τ₁，蒙皮2的剪应力τ₂；其中，蒙皮1为长桁上部的蒙皮，蒙皮2为长桁下部的蒙皮。

组合应力计算公式如下：

组合应力

长桁应力：

蒙皮1、2应力：

蒙皮1、2的剪应力：

式中：

F_N——长桁轴力

F_y1，F_y2——蒙皮沿长桁方向载荷

F_xy1，F_xy2——蒙皮剪切载荷

Ast——长桁面积

b₁，b₂——蒙皮1，2宽度

t₁，t₂——蒙皮1，2厚度

步骤二、比较不同工况下的组合应力的最大值σ_12max，长桁应力的最大值σ_max，蒙皮1的最大应力σ_1max，蒙皮2的最大应力σ_2max，蒙皮1的最大剪应力τ_1max，蒙皮2的最大剪应力τ_2max。

若τ_1max或者τ_2max最大，则按步骤三计算；

若σ_max、σ_12max、σ_1max或σ_2max最大，则按步骤四计算。

步骤三、若τ_1max大，则以蒙皮1应力为参考应力；若τ_2max大，则以蒙皮2应力为参考应力。

获取临界剪应力τ_cr，将蒙皮最大剪应力τ_max和临界剪应力τ_cr比较，判断蒙皮是否进入屈曲状态。

(1)若τ_max≥τ_cr，则蒙皮进入屈曲，此时，结构细节疲劳额定值DFR可以按照下式计算：

DPR_S＝DFR_{S base}×K×U×R_c

DFR_{S base}＝100/(0.9+0.23τ_max/τ_cr)

将DFR_S作为结构细节疲劳额定值DFR，式中：

K——材料常数

U——凸台系数

Rc——构件疲劳额定系数

(2)若τ_max＜τ_cr，蒙皮没有进入屈曲，则结构细节疲劳额定值DFR按照腹板与缘条单剪进行计算：

DFR_S＝DFR_{S base}×A×B×C×D×E×U×R_c

DFR_{S base}＝121×M×ψ

将DFR_S作为结构细节疲劳额定值DFR，式中：A，B，C，D，E——修正系数

M——材料常数

ψ——载荷传递系数，ψ＞1时取ψ＝1

铆接接头：

螺接接头：

对于单排螺栓/铆钉连接：

对于多排(2排及以上)螺栓/铆钉连接：

式中：

(q₁-q₂)——τ_max对应工况的剪流差的地空地应力

τ_max——剪应力的地空地最大应力

S——紧固件间距

d——紧固件直径

n——紧固件排数

步骤四、若σ_12maX大，以组合应力作为参考应力；若σ_max大，以长桁应力作为参考应力；若σ_1max大，以蒙皮1应力为参考应力；若σ_2max大，以蒙皮2应力为参考应力。

此时，结构DFR可以按照不传载紧固件结构细节计算：

DFR＝DFR_base×A×B×C×D×E×U×R_c

(1)如果是单排紧固件

对于铝合金结构：

对于钛合金结构：

对于中强钢结构：

(2)如果是多排紧固件

对于铝合金结构：

对于钛合金结构：

对于中强钢结构：

式中：A，B，C，D，E，U——修正系数

K_tg——结构应力集中系数。

实施例一：

步骤一、选取某型飞机某处长桁与蒙皮连接部位作为计算对象。蒙皮材料为2024-T3，厚度1.5mm；长桁材料为7050-T7451，缘条厚度1.5mm，采用单排直径为5的铆钉连接，连接剖面如图2所示。

在全机有限元模型中，如图3所示，找出该部位对应的载荷，并计算组合应力σ₁₂，长桁应力σ，蒙皮1的应力σ₁，蒙皮2的应力σ₂，蒙皮1的剪应力τ₁，蒙皮2的剪应力τ₂。组合应力计算公式如下：

组合应力：

长桁应力：

蒙皮1、2应力：

蒙皮1、2的剪应力：

步骤二、找出各应力对应最大值。组合应力的最大值σ_12max＝56.3MPa，长桁应力的最大值σ_max＝60.8MPa，蒙皮1的最大应力σ_1max＝51.6MPa，蒙皮2的最大应力σ_2max＝53.7MPa，蒙皮1的最大剪应力τ_1mcx＝70.4MPa，蒙皮2的最大剪应力τ_2max＝71.6Mpa。蒙皮2的最大剪应力为最大应力。按步骤三进行DFR计算。

步骤三、以蒙皮2应力为参考应力。判断蒙皮是否进入屈曲状态。临界剪应力τ_cr＝80.78MPa，τ_2max＜τ_or，未进入屈曲状态，按照腹板与缘条单剪进行DFR计算。

DFR_S＝DFR_Sbase×A×B×C×D×E×U×R_c

DPR_8base＝121×M×ψ

铆接接头：

对于单排螺栓/铆钉连接：

计算得：ψ＝0.554

铝合金：M＝1

按照相关标准查得各类系数如下：A＝0.95，B＝1.0，C＝1.0，D＝1.0，E＝1.0，U＝1.0.Rc＝1.0

计算得该结构的DFR值为：DFR_S＝63,64MPa。

本发明所提出的输类飞机长桁与蒙皮连接结构细节疲劳额定值的确定方法，系统性地考虑了结构的受载情况，同时考虑了受剪蒙皮是否进入屈曲情况，能更加准确计算结构DFR值；本发明所提出的输类飞机长桁与蒙皮连接结构细节疲劳额定值计算方法，考虑了受剪情况下长桁与蒙皮连接紧固件的排数对疲劳性能的影响，并结合上下蒙皮剪流差计算挤压应力与远端应力比，计算DFR值更准确。本发明所提出的输类飞机长桁与蒙皮连接结构细节疲劳额定值计算方法，理论依据清楚，步骤简便，便于计算机编程实现自动化计算。

Claims (8)

1.一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，所述方法包括：

S1、确定要计算的长桁与蒙皮连接部位，构建地空地循环，并计算在地空地循环过程中不同工况下的长桁与蒙皮连接部位的组合应力σ₁₂，长桁应力σ，第一蒙皮的应力σ₁，第二蒙皮的应力σ₂，第一蒙皮的剪应力τ₁，第二蒙皮的剪应力τ₂；其中，第一蒙皮为长桁上部的蒙皮，第二蒙皮为长桁下部的蒙皮；

S2，确定地空地循环过程中不同工况下组合应力的最大值σ_12max，长桁应力的最大值σ_max，第一蒙皮的最大应力σ_1max，第二蒙皮的最大应力σ_2max，第一蒙皮的最大剪应力τ_1max，第二蒙皮的最大剪应力τ_2max；

若第一蒙皮的最大剪应力τ_1max或者第二蒙皮的最大剪应力τ_2max最大，则执行S3；

若长桁应力的最大值σ_max、组合应力的最大值σ_12max、第一蒙皮的最大应力σ_1max或第二蒙皮的最大应力σ_2max最大，则执行S4；

S3，若第一蒙皮的最大剪应力τ_1max大，则以第一蒙皮应力为参考应力；若第二蒙皮的最大剪应力τ_2max大，则以第二蒙皮的应力为参考应力；根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR；

S4，若组合应力的最大值σ_12max大，以组合应力作为参考应力；若长桁应力的最大值σ_max大，以长桁应力作为参考应力；若第一蒙皮的最大应力σ_1max大，以第一蒙皮的应力为参考应力；若第二蒙皮的最大应力σ_2max大，以第二蒙皮的应力为参考应力；根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR。

2.根据权利要求1所述的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，S1中，

组合应力，

长桁应力：

第一蒙皮的应力σ₁，第二蒙皮的应力σ₂：

第一蒙皮的剪应力τ₁，第二蒙皮的剪应力τ₂：

其中，F_N表示长桁轴力，F_yi，F_y2表示蒙皮沿长桁方向载荷，F_xy1，F_xy2表示蒙皮剪切载荷，Ast表示长桁面积，b₁表示第一蒙皮的宽度，b₂表示第二蒙皮的宽度，t₁表示第一蒙皮的厚度，t₂表示第二蒙皮的厚度。

3.根据权利要求1所述的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，S3中，根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR，具体为：

获取临界剪应力τ_cr；将蒙皮最大剪应力τ_max和临界剪应力τ_cr比较，判断蒙皮是否进入屈曲状态，蒙皮最大剪应力τ_max为第一蒙皮的最大剪应力τ_1max和第二蒙皮的最大剪应力τ_2max的较大值；

(1)若τ_max≥τ_cr，则蒙皮进入屈曲状态，结构细节疲劳额定值DFR按照下式计算：

DFR_S＝DFR_Sbase×K×U×R₀

DFR_Sbase＝100/(0.9+0.23τ_max/τ_cr)

将DFR_s作为结构细节疲劳额定值DFR；

其中，K表示材料常数，U表示凸台系数，R_c表示构件疲劳额定系数；

(2)若τ_max＜τ_cr，则蒙皮没有进入屈曲状态，则结构细节疲劳额定值DFR按照下式计算：

DFR_S＝DFR_Sbase×A×B×C×D×E×U×R_c

DFR_Sbase＝121×M×ψ

将DFR_s作为结构细节疲劳额定值DFR；

其中，A、B、C、D、E均为修正系数，M表示材料常数，ψ表示载荷传递系数。

4.根据权利要求3所述的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，

对于铆接接头：

对于螺接接头：

其中，τ_max表示剪应力的地空地最大应力，d表示紧固件直径，n表示紧固件排数。

5.根据权利要求4所述的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，

对于单排螺栓/铆钉连接：

对于多排螺栓/铆钉连接：

其中，(q₁-q₂)表示τ_max对应工况的剪流差的地空地应力，τ_max表示剪应力的地空地最大应力，S表示紧固件间距，d表示紧固件直径，n表示紧固件排数。

6.根据权利要求1所述的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，S4中，根据所述参考应力计算结构细节疲劳额定值DFR，具体为：DFR＝DFR_base×A×B×C×D×E×U×R_c。

7.根据权利要求6所述的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，

如果是单排紧固件：

对于铝合金结构：

对于钛合金结构：

对于中强钢结构：

其中，A、B、C、D、E、U均为修正系数，K_tg表示结构应力集中系数。

8.根据权利要求6所述的一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法，其特征在于，

如果是多排紧固件：

对于铝合金结构：

对于钛合金结构：

对于中强钢结构：

其中，A、B、C、D、E、U均为修正系数，K_tg表示结构应力集中系数。

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