CN113051660B - 一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法，已知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，计算上述机身截面相对于截面形心轴的惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的侧向弯曲刚度。

Description

一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法
技术领域
本发明涉及航空结构强度分析技术领域，具体涉及一种计算飞机门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法。
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，通过计算截面侧向弯曲刚度，可以明确侧向弯曲刚度的影响因素，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
本发明提出了一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法，以解决目前方法无法直接得到门框区截面侧向弯曲刚度的技术问题。
为了解决此技术问题，本发明的技术方案为：一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法，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侧向弯曲刚度。
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，计算其侧向弯曲刚度，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，计算该机身截面关于纵轴的静矩、机身截面面积、机身截面形心位置；
步骤五、根据步骤四所获得的机身截面关于纵轴的静矩、机身截面面积、机身截面形心位置计算该机身截面关于纵轴的惯性矩；
步骤六、沿上述机身截面的形心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的形心轴；
步骤七、计算上述机身截面相对于截面形心轴的惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的侧向弯曲刚度。
通过所述的计算方法通过公式(1)计算蒙皮折算厚度δ0：
Figure RE-GDA0002407462970000021
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)计算该机身截面面积A为：
Figure RE-GDA0002407462970000022
其中，γ为根据实际测量的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，R为机身半径，Ajq为开口处门槛梁的面积。
通过公式(3)计算该机身截面关于纵轴的静矩Sz：
Figure RE-GDA0002407462970000023
通过公式(4)计算该机身截面形心位置yc：
Figure RE-GDA0002407462970000031
通过公式(5)计算该机身截面关于纵轴惯性矩Iz为:
Figure RE-GDA0002407462970000032
通过公式(6)计算该机身截面关于形心轴惯性矩Izc：
Figure RE-GDA0002407462970000033
该惯性矩Izc即为该机身截面的侧向弯曲刚度。
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侧向弯曲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；并且明确侧向弯曲刚度的影响因素，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，其中：
图1为飞机机身门框区截面示意图；
图2为飞机机身门框截面结构示意图；
图3为飞机机身门框截面简化示意图。
其中1-机身门框区截面，2上门框梁、3下门框梁、4-机身门框，5-机身6- 蒙皮，7-长桁，8-形心轴。
具体实施方式
采用本发明，对飞机门框区截面侧向弯曲刚度计算方法步骤如下：
步骤一、选取图1所示飞机机身5上的机身门框4的中间位置所在的机身门框区截面1为计算对象，该机身门框区截面结构示意如图2所示；
步骤二、以机身门框区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即Z轴，以垂直于机身航向的水平方向为横轴即Y轴；
步骤三、该机身5的半径R为1430mm，蒙皮6的厚度δmp为1mm，长桁7 的面积Fch为60mm2，长桁7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 RE-GDA0002407462970000034
步骤四、根据飞机机身和门框的设计参数，包括如图3中夹角β为57°，夹角γ为45°，机身半径R为1430mm，上门槛梁2和下门槛梁3的面积Ajq为 858mm2，计算该机身截面关于纵轴的静矩Sz、机身截面面积A、机身截面形心位置yc：
Figure RE-GDA0002407462970000041
Figure RE-GDA0002407462970000042
Figure RE-GDA0002407462970000043
步骤五、计算该机身截面关于纵轴的惯性矩Iz为:
Figure RE-GDA0002407462970000044
步骤六、沿上述机身截面的形心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面形心轴8，如图3所示；
步骤七、计算上述机身截面相对于截面形心轴8的惯性矩Izc，该惯性矩即为机身门框区截面的侧向弯曲刚度。
Figure RE-GDA0002407462970000045

Claims (1)

1.一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法，已知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，其特征在于包含以下内容：1)选取飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，计算其侧向弯曲刚度，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；2)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；3)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；4)根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面关于纵轴的静矩、机身截面面积、机身截面形心位置；5)根据步骤4)所获得的机身截面关于纵轴的静矩、机身截面面积、机身截面形心位置计算该机身截面关于纵轴的惯性矩；6)沿上述机身截面的形心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的形心轴；7)计算上述机身截面相对于截面形心轴的惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的侧向弯曲刚度；所述的步骤3)中通过公式(1)计算蒙皮折算厚度δ0：
Figure FDA0003772237850000011
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；所述的步骤4)中，通过公式(2)计算该机身截面面积A为：
Figure FDA0003772237850000012
其中，γ为舱门开口区门框上门槛梁中心与坐标原点的连线与纵轴的夹角、β为舱门开口区门框下门槛梁中心与坐标原点的连线与纵轴的夹角，R为机身半径，Ajq为舱门开口区上门槛梁和下门槛梁面积之和；通过公式(3)计算该机身截面关于纵轴的静矩Sz：
Figure FDA0003772237850000013
通过公式(4)计算该机身截面形心位置yc：
Figure FDA0003772237850000014
所述的步骤5)中，通过公式(5)计算该机身截面关于纵轴惯性矩Iz为:
Figure FDA0003772237850000021
所述的步骤7)中，通过公式(6)计算该机身截面关于形心轴惯性矩Izc：
Figure FDA0003772237850000022
该惯性矩Izc即为该机身截面的侧向弯曲刚度。
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