CN113636098A - 一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，包括待增刚区域的划定、工艺增刚件安装点位的确定、工艺增刚件的选材及工艺参数设计和工艺增刚件的优化迭代；本发明将工艺增刚件的设计流程标准化，使技术人员可以快速而准确的完成工艺增刚件的设计，且标准化的设计流程不但能够有效避免设计盲点，还具有较强的可追溯性，在发生错误时能快速、准确锁定错误原因，提高了工作效率和设计质量；同时通过工艺增刚件分别连接待增刚区域和强刚度区域，有效保证工艺增刚件始终与一强度高于待增刚区域的生根点稳定相连，保证对待增刚区域的有效增刚，避免工艺增刚件在外力作用下发生滑动甚至坍塌，进而造成增刚失效，提高工艺增刚件的稳定性和可靠性。

Description

一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法

技术领域

本发明涉及装配技术领域，具体涉及一种飞机部件用增刚件的设计方法。

背景技术

飞机结构部件的主要作用为承受及传递飞机各工况下的载荷，以及为系统部件提供固定、支撑、传载等，因此飞机结构部件在制造及装配过程中满足精度技术要求是整个飞机制造过程的重要环节，是决定飞机能否满足技术指标要求的重要因素。在进行飞机结构部件装配或部件加工时，部分飞机结构部件刚度较弱，如悬臂梁、悬臂板等，且支撑型架无法对这些区域提供支撑，当飞机部件处于某种姿态（如放平状态、竖立状态等），受重力、装配载荷或加工载荷等作用时这些区域的变形过大不满足技术要求，将直接影响飞机结构部件装配或部件加工精度，进而影响产品质量；

现有技术中为了解决上述问题，在进行飞机结构部件装配或部件加工的工艺方案设计以及型架、工装设计时，一般对刚度不满足技术要求且支撑型架无法提供支撑的飞机结构部件区域单独进行工艺增刚件设计，确保飞机结构部件变形满足技术要求；但是现有技术的工艺增刚件设计多凭经验进行，由此导致工艺增刚件设计不近合理，同时工艺增刚件在增加飞机结构部件重量的同时无法达到相应的增刚效果。

发明内容

针对现有技术中存在的工艺增刚件设计不合理，增刚效果差的缺陷，本发明公开了一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，采用本发明所述方法能够优化工艺增刚件的设计流程，同时避免在增加飞机结构重量的同时却不能满足增刚效果的缺陷。

为了实现上述目的，本发明采取的技术方案如下：

一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，包括以下步骤：

根据结构强度将飞机部件划分为需要设置工艺增刚件的待增刚区域和不需要设置工艺增刚件的强刚度区域；

选定工艺增刚件的制作材料；

分别在所述待增刚区域和所述强刚度区域内选定用于连接工艺增刚件的安装点位；

确定工艺增刚件的结构及尺寸参数，并验算工艺增刚件与飞机部件构成系统的刚度是否满足要求；

设计工艺增刚件的辅助结构，完成工艺增刚件的设计。

可选的，待增刚区域的确定采用有限元仿真法或工程试验法。

可选的，选定工艺增刚件的制作材料，包括以下步骤：

计算飞机部件的材料比刚度，同时计算工艺增刚件所用备选材料的材料比刚度，若备选材料的材料比刚度不小于飞机部件的材料比刚度，则备选材料合格；

确定工艺增刚件所处工况的环境温度和湿度，分别计算工艺增刚件所用备选材料在该环境温度和湿度条件下的热膨胀系数和湿体膨胀系数；

计算备选材料热膨胀系数与飞机部件热膨胀系数的热膨胀系数比值，同时计算备选材料湿膨胀系数与飞机部件湿膨胀系数的湿膨胀系数比值；如热膨胀系数比值

满足

，同时湿膨胀系数比值

也满足

，则判定该备选材料合格；

结合材料成本，从同时满足上述条件的备选材料中选定工艺增刚件的制作材料。

可选的，待增刚区域内选定用于连接工艺增刚件的安装点位，包括以下步骤：

确定待增刚区域内是否有连接孔，若有1个连接孔，则以该连接孔作为安装点位；若有多个连接孔，则以与最大变形点距离最近的连接孔作为安装点位；

若待增刚区域内无安装孔，则以强刚度区域内与待增刚区域最大变形点距离最近的连接孔作为安装点位。

可选的，强刚度区域内选定用于连接工艺增刚件的安装点位，包括以下步骤：

确定飞机部件是否有主承力框，若有，则以主承力框上与待增刚区域最大变形点距离最近的连接孔为安装点位；

若无主承力框则确定是否有主承力梁，若有，则以主承力梁上与待增刚区域最大变形点距离最近的连接孔为安装点位；

若无主承力框和主承力梁，则以强刚度区域内与待增刚区域最大变形点距离最近的安装孔为安装点位。

可选的，确定工艺增刚件的结构及尺寸参数，包括以下步骤：

选定工艺增刚件的结构形式；

根据工艺增刚件的结构形式确定其载荷形式，再根据载荷形式确定工艺增刚件的截面类型；

根据截面类型设定尺寸参数，并通过迭代计算优化上述尺寸参数，直至工艺增刚件与飞机部件构成系统的刚度满足增刚要求。

可选的，选定工艺增刚件的结构形式，包括以下步骤：

将所述待增刚区域安装点位的圆心与所述强刚度区域安装点位的圆心相连成直线；

确定所述待增刚区域的变形方向矢量；

计算所述直线与变形方向矢量的夹角

，若

，则选用单梁式增刚件；否则选定桁架式增刚件，且所述桁架式增刚件采用三角形桁架结构；

若选定桁架式结构，则重复所述强刚度区域内安装点位选定的相关步骤，再增加一个位于强刚度区域内的安装点位。

可选的，根据工艺增刚件的结构形式确定其载荷形式，再根据载荷形式确定工艺增刚件的截面类型，包括以下步骤：

根据工艺增刚件的结构形式及其安装点位，确定工艺增刚件的载荷形式；

若载荷形式为拉伸、压缩或扭矩中的任意一种，则工艺增刚件的横截面为圆环形。

若载荷形式为弯曲、拉弯组合、压弯组合或扭弯组合中的任意一种，则工艺增刚件的横街面为工字型、T型、C型或矩形中的任意一种。

可选的，根据截面类型设定尺寸参数，并通过迭代计算优化上述尺寸参数，包括有限元分析法或工程试验法。

可选的，设计工艺增刚件的辅助结构包括连接结构设计和拆装结构设计。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明所述增刚件的设计方法包括待增刚区域的划定、工艺增刚件安装点位的确定、工艺增刚件的选材及工艺参数设计和工艺增刚件的优化迭代；

通过上述方式，本发明将整个工艺增刚件的设计流程标准化，技术人员通过上述流程可以快速而准确的完成工艺增刚件的设计，不但提高了工作效率，同时标准化的设计流程还具有较强的可追溯性，一旦设计发生错误，技术人员能够根据相关流程快速、准确的查找错误原因，有利于工艺增刚件的快速纠错，进一步提高了工作效率；

同时与传统的凭经验设计方式相比，上述涉及流程中将考虑了工艺增刚件涉及过程中的飞机部件各个区域的刚度差异和工艺增刚件选型等各种因素，其能够有效避免设计盲点，进一步提高工艺增刚件设计的准确性和有效性。

最后本发明的工艺增刚件连接点位分别位于待增刚区域和强刚度区域，通过工艺增刚件分别连接待增刚区域和强刚度区域，因此其能够有效保证工艺增刚件始终与一高强度的生根点稳定相连，从而保证对待增刚区域的有效增刚，避免因工艺增刚件在外力作用下发生滑动，进而造成增刚失效，提高工艺增刚件的稳定性和可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明所述工艺增刚件设计方法流程示意图；

图2为本发明实施方式中飞机机身腹部结构部件结构示意图；

图3为本发明实施方式中飞机机身腹部结构部件有限元仿真计算效果图；

图4为本发明实施方式中工艺增刚件与飞机机身腹部结构部件连接示意图；

图5为本发明实施方式工艺增刚件结构示意图；

图6为本发明所述圆环形工艺增刚件横截面结构示意图；

图7为本发明所述工字型工艺增刚件横截面结构示意图；

图8为本发明所述T型工艺增刚件横截面结构示意图；

图9为本发明所述C型工艺增刚件横截面结构示意图；

图10为本发明所述矩形工艺增刚件横截面结构示意图；

附图标记：1、飞机机身腹部结构部件，2、工艺增刚件，21、连接结构，22、拆装结构。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，若本发明实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

实施方式1

本实施方式作为本发明的一基本实施方式，其公开了一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，在本实施方式中，以飞机机身腹部结构部件1为增刚对象，其结构如图2所示，由相关工艺标准可知，飞机机身腹部结构部件1在腹部朝上放置状态下，受自重结构综合变形值不大于0.1mm；

如图1所示，本实施方式所述的工艺增刚件的设计方法包括以下步骤：

S1、根据结构强度将飞机部件划分为需要设置工艺增刚件的待增刚区域和不需要设置工艺增刚件的强刚度区域；

采用有限元分析法对飞机结构部件在指定工况下的变形情况进行模拟，同时结合生产工艺要求的变形量，不符合工艺要求变形量的区域判定为待增刚区域，除待增刚区域以外的全部区域为强刚度区域；

同时在待增刚区域和强刚度区域的划分过程中也可以考虑采用工程试验法，其具体做法是采用将相应飞机部件的实物放置于工况环境中，待飞机部件的变形稳定后，通过人工检测的方式测定飞机部件各个部分的变形量，最后再根据测量结果划分待增刚区域和强刚度区域；

在本实施方式以飞机机身腹部结构部件作为增刚对象的试验中，首先采用有限元仿真计算方法得出飞机机身腹部结构部件1在腹部朝上放置状态下，腹部左/右侧大梁受自重最大综合变形值U=0.622mm，不满足综合变形值小于0.1mm的技术要求。左侧大梁最大综合变形值沿坐标系下的3个分量分别为Ux=0.613mm、Uy=0.033mm、Uz=0.102mm，右侧与左侧对称。

其分析结果如图3所示为本实施方式所述飞机机身腹部结构部件的有限元仿真效果图，图中圆圈标记部分表示待增刚区域，其他部分均为强刚度区域，另为后续对变形方向描述方便，在图中特增设坐标系；

从变形分量可知腹部左/右侧大梁受自重后的主要变形方向为沿X方向向外扩展变形，且支撑型架无法直接对左/右侧大梁提供支撑。腹部左/右侧大梁不满足刚度技术指标要求、需设置工艺增刚件；飞机部件的其他区域均属于强刚度区域，；

采用上述方式能够准确、快速的找到待增刚区域，从而明确需要增刚的对象，其不但是对经验判断的检验，提高增刚的针对性和有效性；同时也能够加深工作人员对飞机部件结构强度的认识，为后续增刚件的设计提供更加全面的参考数据，使增刚件的设计更加合理；

S2、选定工艺增刚件的制作材料

S21、确定飞机部件所选用的材料，然后计算飞机部件用制作材料的材料比刚度；然后再计算所有备选材料的材料比刚度，分别将各个备选材料的材料比刚度与飞机部件用材料的材料比刚度进行比较，若满足

，则判定该备选材料合格，否则以材料不合格，并将该备选材料删除备选材料清单；

S22、确定工艺增刚件所处工况的环境温度和湿度，分别计算步骤S21获取的备选材料清单中各种备选材料在该环境温度和湿度条件下的热膨胀系数和湿体膨胀系数；同时计算飞机部件的热膨胀系数和湿膨胀系数；

S23、结合S22获取的参数，分别计算各备选材料热膨胀系数与飞机部件热膨胀系数的热膨胀系数比值，各备选材料湿膨胀系数与飞机部件湿膨胀系数的湿膨胀系数比值，如热膨胀系数比值

满足

，同时湿膨胀系数比值

也满足

，则判定该备选材料合格；

根据上述判定标准对步骤S21所述备选材料清单再次进行筛选，得到最终的合格备选清单；

S24、结合材料成本以及备选材料与飞机部件用材料的相似度，从步骤S23所述的合格备选清单中选定工艺增刚件的制作材料。

以飞机机身腹部结构部件作为增刚对象的试验中，飞机机身腹部结构部件1的材料为7050铝合金，同时工艺增刚件2的使用环境温度为20℃恒温、40%-45%湿度的厂房；

计算工艺增刚件2所有备选用材的材料比刚度，同时计算7050铝合金的材料比刚度，如满足

，则判定该备选材料合格，否则该备选材料不合格；其中E为材料弹性模量，

为材料密度；

计算在环境温度为20℃恒温、40%-45%湿度的条件下，各个备选材料的热膨胀系数和湿体膨胀系数，同时计算7050铝合金在该条件下的热膨胀系数和湿体膨胀系数，

再分别计算备选材料热膨胀系数与飞机部件热膨胀系数的热膨胀系数比值，备选材料湿膨胀系数与飞机部件湿膨胀系数的湿膨胀系数比值，

如热膨胀系数比值

满足

，同时湿膨胀系数比值

也满足

，则判定该备选材料合格；

在同时满足上述两个条件的情况下方可判定该备选材料合格，如果有多个备选材料满足上述条件，则再结合材料成本和备选材料与飞机部件实际用材的相似性等因素综合考虑；以本实施方式的7050铝合金为例，由于铝合金相对于复合材料而言，其成本较低，因此本实施方式优选7050铝合金制作工艺增刚件；如飞机机身腹部结构部件采用复合材料制作，则在满足其他工艺条件的情况下，优选成本较低的备选材料；

需要说明的是材料比刚度计算和湿热膨胀系数计算的顺序可以调换，只要同时满足上述两条件的材料均可认定为合格的备选材料；

通过上述方法，工程技术人员能够最大程度的缩小在工况条件下，因材料本身性质的差异造成的工艺增刚件与飞机部件之间的差异性膨胀，进而消除因差异性膨胀导致的应力改变，实现对飞机部件的保护；同时其也能够最大限度的保证工艺增刚件与飞机部件之间的连接稳定性和可靠性；

同时本申请人需要指出的是，由于现代飞机制造大量使用高成本的复合材料，而工艺增刚件属于临时增加的附属设备，在后期需要拆除，因此其不易采用复合材料制作，而采用本申请所述方法则能够有效提高廉价的金属材料与复合材料之间的适配，降低生产成本；

而对于金属造飞机部件而言，则以选择与飞机部件用材相同的材料制作工艺增刚件，其不但能够降低生产成本，同时也能够最大限度的降低因差异性膨胀而导致的连接可靠性问题。

S3、分别在所述待增刚区域和强刚度区域内选定用于连接工艺增刚件的安装点位；

工艺增刚件在安装过程中，其一端与待增刚区域固定相连，其另一端与强度高于待增刚区域的强刚度区域相连，从而通过强刚度区域拉扯待增刚区域，实现控制待增刚区域变形的目的；所述安装点位指用于连接工艺增刚件的连接孔；

S31、所述待增刚区域安装点位的确定，包括：

确定待增刚区域内是否有连接孔，若有1个连接孔，则以该连接孔作为安装点位；

若有多个连接孔，则将各个安装孔圆心分别与最大变形点相连，长度最短的连线所对应的连接孔作为安装点位，如存在长度相等的连线，则观测连接孔所在区域的变形量，以最大变形量所在区域的连接孔作为安装点位；

若待增刚区域内无安装孔，则将强刚度区域内各个连接孔的圆心分别与待增刚区域最大变形点相连，以长度最短的连线所对应的连接孔作为安装点位；

S32、所述强刚度区域内安装点位的确定，包括以下步骤：

确定飞机部件是否有主承力框，若有，则将主承力框上所有连接孔的圆心分别与待增刚区域最大变形点相连，以长度最短连线对应的连接孔为安装点位；

若无主承力框则确定是否有主承力梁，若有，则将主承力梁上所有连接孔的圆心分别与待增刚区域最大变形点相连，以长度最短连线对应的连接孔为安装点位；

若无主承力框和主承力梁，则将强刚度区域内各个连接孔的圆心分别与待增刚区域最大变形点相连，以长度最短的连线所对应的连接孔作为安装点位；

在本发明所述技术方案中，工艺增刚件与飞机部件的安装点位即使受力点，在上述安装点位的选择中尽可能的保证安装点位与最大变形点之间的距离最短，其一方面有效保证了对最大变形点位的约束，从而实现对变形量的有效控制，提高增刚效果；另一方面在上述方案中选择飞机部件自带的连接孔作为安装点位，其能够最大限度的实现对飞机自身结构的有效利用，避免对飞机部件造成二次伤害，提高对飞机部件的保护力度。

S4、确定工艺增刚件的结构及尺寸参数，并验算工艺增刚件与飞机部件构成系统的刚度是否满足要求；

工艺增刚件的结构包括单梁式结构和桁架式结构，其中所述单梁式结构为1根梁结构，梁的两端为与飞机结构部件的连接头；桁架式结构为三角形桁架结构，由3根单梁两两相连组成封闭的三角形结构，三角形的3个顶点为与飞机结构部件连接的连接头；

S41、工艺增刚件的结构确定包括

将步骤S3中确定的待增刚区域安装点位的圆心与强刚度区域安装点位的圆心相连成直线；

结合步骤S1中的待增刚区域变形图，确定待增刚区域的变形方向矢量；变形方向矢量以待增刚区域内的最大变形点作为起点，以最大变形方向为矢量方向；

将变形方向矢量平移至所述直线所在平面内，并保证变形方向矢量与所述直线相交，以所述直线与变形方向矢量的锐角夹角为计量用夹角

，若

，则选用单梁式增刚件；否则选定桁架式增刚件；

若选定桁架式结构，则在去除已确定安装点位的情况下，重复步骤S32中的强刚度区域内安装点位选定的相关步骤，再增加一个位于强刚度区域内的安装点位；

S42、工艺增刚件的尺寸参数确定，包括

根据步骤S41中确定的工艺增刚件的结构形式及步骤S3中确定的安装点位，结合材料力学及步骤S1中的变形方向，确定工艺增刚件的载荷形式，若载荷形式为拉伸、压缩或扭矩中的任意一种，则工艺增刚件的横截面为圆环形，其具体图形如图6所示，同时在图6中还标识了该型工艺增刚件涉及到的尺寸参数，设计人员根据实际情况自行设定相应参数即可；

若载荷形式为弯曲、拉弯组合、压弯组合或扭弯组合中的任意一种，则工艺增刚件的横街面为工字型、T型、C型或矩形中的任意一种，其结构如图7到图10所示，同时在图7到图10中还标识了各形工艺增刚件涉及到的尺寸参数，设计人员根据实际情况自行设定相应参数即可；至于工艺增刚件的具体选型则需要结合工厂现有型材的种类及实际生产情况确认；

结合图3，在本实施方式所述的飞机机身腹部结构部件中，腹部侧大梁可连接区域、腹部中大梁可连接区域、腹部侧大梁结构部件变形方向（主要变形方向为沿X方向向外扩展变形）基本处于同一方向，因此确定工艺增刚件结构形式为单梁式。

单梁式工艺增刚件一端与腹部侧大梁变形不满足技术要求的区域相连，另一端与腹部中大梁相连，工艺增刚件与飞机结构部件的连接点数量为2，即侧大梁前端处左、右各设置2根单梁式工艺增刚件，工艺增刚件一端连接侧大梁腹板面，另一端连接中大梁腹板面，左右侧对称，如附图4所示；

同时结合工艺增刚件的安装点位的位置以及单梁式工艺增刚件，确定工艺增刚件2所受的载荷形式为拉伸-弯曲组合载荷，结合图3，即工艺增刚件因左/右侧大梁沿X方向向外扩展而产生拉伸变形以及叠加受自重产生弯曲变形；即其载荷形式为拉弯组合变形，同时结合工厂已有型材情况，选定工艺增刚件的横截面为工字型；

上述参数确定后，采用有限元仿真计算方法对飞机机身腹部结构部件1与工艺增刚件2连接后的系统进行仿真模拟，在腹部朝上放置状态下受自重的变形情况进行计算，计算过程中通过调整各个参数并观测相应的计算结果，依次不断迭代更新工艺增刚件的尺寸参数，在本实施方式中，直至飞机机身腹部结构部件与工艺增刚件构成系统的综合变形值小于0.1mm为止，此时对应的工艺增刚件尺寸参数即为最终的尺寸参数；

同时在工艺增刚件的尺寸参数迭代优化过程中也可采用工程试验法，即实际制作一些不同尺寸的工艺增刚件，再将各个工艺增刚件分别于不同的飞机部件相连接，待飞机部件的变形稳定后再依次检测各个飞机部件的变形量，并最终根据实测变形量确定工艺增刚件尺寸参数的最优解；

在上述技术方案中，充分考虑了飞机部件的变形方向及施加的力矩，同时结合材料力学科学选定工艺增刚件的结构形式及尺寸参数，其选型严瑾，从而大大保证了工艺增刚件的有效性，且保证了工艺增刚件自身的稳定性和可靠性；

且在工艺增刚件的结构形式中，优选结构简单的单梁式结构和三角形的桁架式结构，其不但有利于降低成本，同时其安装和拆卸也简单，提高了工作效率。

S5、设计工艺增刚件的辅助结构，完成工艺增刚件的设计。

辅助结构包括连接结构21和拆装结构22，其中所述连接结构位于工艺增刚件的两端，以连接头和连接板为主，其外形与安装工位除的飞机部件外形适配，同时其上设置有连接孔，并与飞机部件上的连接孔对应；所述拆装结构为连接螺栓或其他能与连接孔适配的紧固件；

在本实施方式中，工艺增刚件2的最终结构如图5所示。

以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据结构强度将飞机部件划分为需要设置工艺增刚件的待增刚区域和不需要设置工艺增刚件的强刚度区域；

选定工艺增刚件的制作材料；

分别在所述待增刚区域和所述强刚度区域内选定用于连接工艺增刚件的安装点位；

确定工艺增刚件的结构及尺寸参数，并验算工艺增刚件与飞机部件构成系统的刚度是否满足要求；

设计工艺增刚件的辅助结构，完成工艺增刚件的设计。

2.根据权利要求1所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于：所述待增刚区域的确定采用有限元仿真法或工程试验法。

3.根据权利要求1所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于，所述选定工艺增刚件的制作材料，包括以下步骤：

计算飞机部件的材料比刚度，同时计算工艺增刚件所用备选材料的材料比刚度，若备选材料的材料比刚度不小于飞机部件的材料比刚度，则备选材料合格；

确定工艺增刚件所处工况的环境温度和湿度，分别计算工艺增刚件所用备选材料在该环境温度和湿度条件下的热膨胀系数和湿体膨胀系数；

计算备选材料热膨胀系数与飞机部件热膨胀系数的热膨胀系数比值，同时计算备选材料湿膨胀系数与飞机部件湿膨胀系数的湿膨胀系数比值；如热膨胀系数比值

满足

，同时湿膨胀系数比值

也满足

，则判定该备选材料合格；

结合材料成本，从同时满足上述条件的备选材料中选定工艺增刚件的制作材料。

4.根据权利要求1所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于，所述待增刚区域内选定用于连接工艺增刚件的安装点位，包括以下步骤：

确定待增刚区域内是否有连接孔，若有1个连接孔，则以该连接孔作为安装点位；若有多个连接孔，则以与最大变形点距离最近的连接孔作为安装点位；

若待增刚区域内无安装孔，则以强刚度区域内与待增刚区域最大变形点距离最近的连接孔作为安装点位。

5.根据权利要求1所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于，所述强刚度区域内选定用于连接工艺增刚件的安装点位，包括以下步骤：

确定飞机部件是否有主承力框，若有，则以主承力框上与待增刚区域最大变形点距离最近的连接孔为安装点位；

若无主承力框则确定是否有主承力梁，若有，则以主承力梁上与待增刚区域最大变形点距离最近的连接孔为安装点位；

若无主承力框和主承力梁，则以强刚度区域内与待增刚区域最大变形点距离最近的安装孔为安装点位。

6.根据权利要求1所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于，所述确定工艺增刚件的结构及尺寸参数，包括以下步骤：

选定工艺增刚件的结构形式；

根据工艺增刚件的结构形式确定其载荷形式，再根据载荷形式确定工艺增刚件的截面类型；

根据截面类型设定尺寸参数，并通过迭代计算优化上述尺寸参数，直至工艺增刚件与飞机部件构成系统的刚度满足增刚要求。

7.根据权利要求6所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于，所述选定工艺增刚件的结构形式，包括以下步骤：

将所述待增刚区域安装点位的圆心与所述强刚度区域安装点位的圆心相连成直线；

确定所述待增刚区域的变形方向矢量；

计算所述直线与变形方向矢量的夹角

，若

，则选用单梁式增刚件；否则选定桁架式增刚件，且所述桁架式增刚件采用三角形桁架结构；

若选定桁架式结构，则重复所述强刚度区域内安装点位选定的相关步骤，再增加一个位于强刚度区域内的安装点位。

8.根据权利要求6所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于：所述根据工艺增刚件的结构形式确定其载荷形式，再根据载荷形式确定工艺增刚件的截面类型，包括以下步骤：

根据工艺增刚件的结构形式及其安装点位，确定工艺增刚件的载荷形式；

若载荷形式为拉伸、压缩或扭矩中的任意一种，则工艺增刚件的横截面为圆环形。

若载荷形式为弯曲、拉弯组合、压弯组合或扭弯组合中的任意一种，则工艺增刚件的横街面为工字型、T型、C型或矩形中的任意一种。

9.根据权利要求6所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于：所述根据截面类型设定尺寸参数，并通过迭代计算优化上述尺寸参数，包括有限元分析法或工程试验法。

10.根据权利要求1所述的一种飞机部件用工艺增刚件的设计方法，其特征在于：所述设计工艺增刚件的辅助结构包括连接结构设计和拆装结构设计。

Images