CN114218683A - 一种飞行器结构及其耐撞性分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器结构及其耐撞性分析方法，飞行器结构包括蒙皮、隔框、客舱地板、横梁、纵梁和支撑件；蒙皮呈弧形设置，隔框沿蒙皮的弯折方向延伸，横梁连接隔框的两端，客舱地板设置于横梁上，纵梁连接横梁；还包括铰接件、上支撑板和下支撑板，上支撑板安装于支撑件靠近纵梁的一端，下支撑板安装于支撑件靠近蒙皮的一端，铰接件包括上铰接件和下铰接件，上支撑板通过上铰接件与纵梁铰接，下支撑板通过下铰接件与蒙皮铰接。该飞行器结构结构简单，并且强化了飞行器的耐撞性，能够使飞行器在坠撞事故中发生渐进性破坏，保证破碎过程的稳定性。

Description

一种飞行器结构及其耐撞性分析方法

技术领域

本发明涉及机身结构技术领域，尤其涉及一种飞行器结构及其耐撞性分析方法。

背景技术

旋翼机、直升机和大中型民用飞机等飞行器已经成为人们日常生活中必不可少的一部分，研究人员针对飞行器结构设计展开了大量研究，相关机构也对飞行器安全性、轻量化设计等制定了相关的适航条例。随着航空制造技术的逐渐成熟以及先进复合材料的逐步应用，对飞行器结构设计提出了更高要求。

机身结构是飞行器重要的组成部分，机身结构不仅要承受来自机翼、尾翼、起落架等自身结构的重量，还要承受来自乘员、货物和空气动力等外部载荷。除此之外，在保证正常飞行安全性的前提下，还应保证客舱、货舱具有足够的空间，以便运输货物、设备安装和人员活动等。机身结构设计是飞行器设计最为关键的问题之一。

机身结构的设计涉及到一套复杂的系统工程，主要包括结构构件的布置以及构件截面形式的选择等。除了保证构件之间具有优异的协调性，也应保证飞行器在发生意外坠撞事故中能充分吸收冲击动能，从而保护乘员安全。虽然航空工业在不断发展进步，但航空事故仍无法避免，因此亟需提出一种综合性能优异的机身结构。

鉴于此，有必要提供一种新的飞行器结构及其耐撞性分析方法，以解决或至少改善上述技术缺陷。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种飞行器结构及其耐撞性分析方法，旨在解决现有技术中飞行器安全性能差，及构件之间布置协调性不佳的技术问题。

为实现上述目的，根据本发明的一个方面，本发明提供一种飞行器结构，包括：

蒙皮、隔框、客舱地板、横梁、纵梁和支撑件；

所述蒙皮呈弧形设置，所述隔框沿所述蒙皮的弯折方向延伸，所述横梁连接所述隔框的两端，所述客舱地板设置于所述横梁上，所述纵梁连接所述横梁；

还包括铰接件、上支撑板和下支撑板，所述上支撑板安装于所述支撑件靠近所述纵梁的一端，所述下支撑板安装于所述支撑件靠近所述蒙皮的一端，所述铰接件包括上铰接件和下铰接件，所述上支撑板通过所述上铰接件与所述纵梁铰接，所述下支撑板通过所述下铰接件与所述蒙皮铰接。

在一实施例中，所述铰接件包括旋转体和分别设置于所述旋转体顶部的上连接部和设置于所述旋转体底部的下连接部；

所述上连接部与所述纵梁连接，所述下连接部与所述上支撑板连接；或所述上连接部与所述下支撑板连接，所述下连接部与所述蒙皮连接。

在一实施例中，所述旋转体包括重叠设置的第一U型块和第二U型块，所述第一U型块的弧形端和所述第二U型块的弧形端朝向相反，所述第一U型块的底部连接有所述上连接部，所述第二U型块的底部连接有所述下连接部，所述第一U型块和第二U型块铰接。

在一实施例中，所述支撑件对称设置于机身中心线的两侧，所述铰接件设置于相邻所述隔框的中心位置处。

在一实施例中，所述支撑件对应所述隔框的位置形成有开孔，所述隔框部分设置于所述开孔内，所述开孔为方形孔、凸字形孔或弧形孔。

在一实施例中，所述支撑件在所述隔框处间断设置。

在一实施例中，所述上支撑板对应所述隔框上方连接有支撑杆，所述支撑杆的一端与所述上支撑板连接，所述支撑杆的另一端连接有支撑杆下部支撑板，所述支撑杆下部支撑板的另一侧与所述隔框连接。

在一实施例中，按所述支撑件的截面形状划分，所述支撑件包括正弦波支撑结构、半圆波支撑结构、方波支撑结构、三角波支撑结构、梯形波支撑结构和倒梯形波支撑结构。

在一实施例中，所述飞行器结构还包括沿机身横向间隔设置的长桁，所述长桁与所述蒙皮铆接，根据所述长桁的截面形状区分，所述长桁包括L形长桁、工字形长桁、T形长桁和Z形长桁。

根据本发明的另一个方面，本发明还提供一种耐撞性分析方法，应用于分析上述所述的飞行器结构，包括以下步骤：

模型简化，建立所述飞行器结构有限元模型；

对所述有限元模型进行网格划分；

对所述有限元模型施加载荷边界条件；

采用最大应力失效准则以及二次名义应力失效准则对复合材料的损伤起始进行预测，采用指数型演化准则以及一种损伤演化准则模拟复合材料损伤演化，对该有限元模型进行求解；

对计算结果进行分析评估。

本发明主要包括以下有益效果：

(1)相比于典型的机身结构，本发明所提出的飞行器结构具有结构简单、方便加工制造和质量更轻等优点。

(2)本发明所提出的飞行器结构设计方案对机身结构的主要结构进行了合理布置，强化了机身结构的耐撞性，能够使机身结构在坠撞事故中发生渐进性破坏；

(3)本发明提出的支撑件下部在跨过隔框的地方开孔能够保证支撑件上半部分连续从而使支撑件在冲击过程中相互支持具有良好稳定性，且对机身结构整体性能影响较小；

(4)支撑件采用间断排布的方式虽对结构整体吸能有一定影响，但能够减少材料的使用，且利于布置管道、电缆；

(5)支撑件在隔框位置处断开布置，而在其上方布置两端铆接的支撑杆不仅能够保证支撑件的连续性，还能起到传递载荷的作用，对结构整体耐撞性有积极的影响；

(6)复合材料机身结构的压溃是一个高度非线性问题，本发明所提出的耐撞性分析方法，不仅能够准确的捕捉复合材料的损伤起始与损伤演化，而且能够准确的预测复合材料结构压溃后的失效模式。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，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示出的结构获得其他的附图。

图1是本发明实施例本发明提出的机身下部结构示意图；

图2是本发明实施例支撑件在跨过隔框位置处开孔的机身结构图；

图3是本发明实施例支撑件在隔框位置处中断排布的机身结构图；

图4是本发明实施例支撑件在隔框位置处中断排布并在隔框上方布置支撑杆的机身结构图；

图5是本发明实施例支撑件下部开孔的局部放大图；

图6是本发明实施例支撑件在隔框位置处中断排布的局部放大图；

图7是本发明实施例布置支撑杆的局部放大图；

图8是本发明实施例优选的三种开孔截面示意图；

图9是本发明实施例优选的铰接件示意图；

图10是本发明实施例支撑件上部铰接位置处放大图；

图11是本发明实施例支撑件下部铰接位置处放大图；

图12是本发明实施例隔框位置处上方支撑杆示意图；

图13是本发明实施例优选的三种支撑杆截面示意图；

图14是本发明实施例优选的四种长桁截面示意图；

图15是本发明实施例客舱地板横纵梁截面示意图；

图16是现有技术中典型机身坠撞破坏示意图；

图17是本发明实施例的机身坠撞破坏示意图；

图18是本发明实施例所提出的六种优选支撑件剖面示意图；

图19是本发明另一实施例耐撞性分析方法的流程示意图。

附图标号说明：

1、蒙皮；2、隔框；3、客舱地板；4、横梁；5、支撑件；6、机身中心线；7、纵梁；8、长桁；9、支撑杆；10、铰接件；11、上支撑板；12、下支撑板；13、方形孔；14、凸字形孔；15、弧形孔；16、上连接部；17、下连接部；18、铆钉；19、支撑杆下部支撑板；20、槽形截面支撑杆；21、工字形截面支撑杆；22、半圆形截面支撑杆；23、L形长桁；24、工字形长桁；25、T形长桁；26、Z形长桁；27、工字形客舱地板梁；28、正弦波支撑结构；29、半圆波支撑结构；30、方波支撑结构；31、三角波支撑结构；32、梯形波支撑结构；33、倒梯形波支撑结构。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施方式，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

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

需要说明，本发明实施方式中所有方向性指示(诸如上、下……)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。

另外，在本发明中如涉及“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。

并且，本发明各个实施方式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。

参见图1-图15，根据本发明的一个方面，本发明提供一种飞行器结构，包括：

蒙皮1、隔框2、客舱地板3、横梁4、纵梁7和支撑件5；

蒙皮1呈弧形设置，隔框2沿蒙皮1的弯折方向延伸，横梁4连接隔框2的两端，客舱地板3设置于横梁4上，纵梁7连接横梁4；

还包括铰接件10、上支撑板11和下支撑板12，上支撑板11安装于支撑件5靠近纵梁7的一端，下支撑板12安装于支撑件5靠近蒙皮1的一端，铰接件10包括上铰接件10和下铰接件10，上支撑板11通过上铰接件10与纵梁7铰接，下支撑板12通过下铰接件10与蒙皮1铰接。具体地，支撑件5对称设置于机身中心线6的两侧，铰接件10设置于相邻隔框2的中心位置处。

具体地，隔框2为圆弧形状隔框，支撑件5采取纵向排布方式，为了保证支撑件5在冲击过程中只承受轴向载荷，采用铰接件10将支撑件5分别与纵梁7与蒙皮1连接，支撑件5在机身左右两侧采取对称纵向布置，利用上支撑板11和下支撑板12将支撑件5两端固定，再将上下支撑板12分别与客舱地板3下纵梁7和蒙皮1铰接。

本发明中，支撑件5分布在机身中心线6(也可以说是蒙皮1的中心线)两侧，上下端分别用上支撑板11和下支撑板12通过铆钉18铆接固定，然后将上支撑板11和下支撑板12分别与纵梁7和蒙皮1铰接，铰接件10均采用如图9所示装置。支撑件5采用一体化成型，上下端分别留有左右两个接触面，方便连接固定，支撑件5上部铰接位置处放大图如图10所示，支撑件5上端左右两个接触面分别与上支撑板11铆接，上支撑板11宽度大于与支撑件5所接触的接触面宽度，纵梁7位于上支撑板11上方，上连接部16与下连接部17分别与客舱地板3下纵梁7与上支撑板11铆接；支撑件5下部铰接位置处放大图如图11所示，支撑件5下端左右两个接触面分别与下支撑板12铆接，下支撑板12宽度大于与支撑件5所接触的接触面宽度，蒙皮1位于下支撑板12下方，上连接部16与下连接部17分别与下支撑板12与蒙皮1铆接。为减轻铰接件10质量的同时又能使铰接件10发挥应有的作用，下支撑板12与蒙皮1之间的铰接件10布置在隔框2之间的中心位置处，上支撑板11与纵梁7之间的铰接件10布置与其对应处于机身的同一横截面内。为进一步减轻铰接件10的质量，可根据实际连接质量要求调整铰接件10的数量，并可以采用连续布置或间断布置的方式。纵梁7与横梁4的截面形式分别如图15所示，均采用工字形客舱地板梁27。相比于典型的机身结构，该实施例具有结构简单、方便加工制造和质量更轻的优点。并且该实施例对机身结构的主要结构进行了合理布置，强化了飞行器的耐撞性，能够使飞行器在坠撞事故中发生渐进性破坏，保证破碎过程的稳定性。

参照图9-图11，在一实施例中，铰接件10包括旋转体和分别设置于旋转体顶部的上连接部16和设置于旋转体底部的下连接部17；上连接部16与纵梁7连接，下连接部17与上支撑板11连接；或上连接部16与下支撑板12连接，下连接部17与蒙皮1连接。上连接部16和下连接部17用于与机身结构固定连接，旋转体用于转动起到铰接旋转的作用。该实施例铰接件10的强度较高，在受力时不容易断裂。

请再次参照图9-图11，在一实施例中，旋转体包括重叠设置的第一U型块和第二U型块，第一U型块的弧形端和第二U型块的弧形端朝向相反，第一U型块的底部连接有上连接部16，第二U型块的底部连接有下连接部17，第一U型块和第二U型块铰接。通过第一U型块和第二U型块的底部实现铰接件10的连接，两块U型块铰接，使得两者可以相对旋转。

参照图2和图5，在一实施例中，支撑件5对应隔框2的位置形成有开孔，隔框2部分设置于开孔内，参照图8，开孔为方形孔13、凸字形孔14或弧形孔15。支撑件5在跨过隔框2的地方开孔能够保证支撑件5上半部分连续，从而使支撑件5在冲击过程中相互支持具有良好稳定性，且对机身结构整体性能影响较小。

参照图3和图6，在一实施例中，支撑件5在隔框2处间断设置。在隔断处采用间断设置的方式，虽对结构整体吸能有一定影响，但能够减少材料的使用，且利于布置管道和电缆。

参照图4、参照图7和图12，在一实施例中，上支撑板11对应隔框2上方连接有支撑杆9，支撑杆9的一端与上支撑板11连接，支撑杆9的另一端连接有支撑杆9下部支撑板19，支撑杆下部支撑板19的另一侧与隔框2连接。在支撑件5断开的位置上布置两端铆接的支撑杆9不仅能够保证支撑件5的连续性，还能起到传递载荷的作用，对结构整体耐撞性有积极的影响。参照图13，支撑杆的截面形式可为槽形截面支撑杆20、工字形截面支撑杆21、半圆形截面支撑杆22。支撑杆可以采用与支撑件5相同的一体化成型方法，上下端分别留有左右两个接触面。支撑杆上下端左右两个接触面分别与上支撑板11和支撑杆下部支撑板19铆接固定，然后将支撑杆下部支撑板19与隔框2铆接，支撑杆下部支撑板19宽度大于与支撑杆所接触的接触面宽度。

参照图18，在一实施例中，按支撑件5的截面形状划分，支撑件5包括正弦波支撑结构28、半圆波支撑结构29、方波支撑结构30、三角波支撑结构31、梯形波支撑结构32和倒梯形波支撑结构33。模拟分析和试验证明，采用上述结构能够更好的适应机身下部结构的布置以及改善机身结构的耐撞性。

参照图1-图4和图14，在一实施例中，飞行器结构还包括沿机身横向间隔设置的长桁8，长桁8与蒙皮1铆接，根据长桁8的截面形状区分，长桁8包括L形长桁23、工字形长桁24、T形长桁25和Z形长桁26。长桁8用于起加强作用，长桁8布置的间距控制在长桁8宽度的1倍到5倍之间。

参照图16，现有技术中，机身下部最先与地面接触，在机身与地面接触位置处产生最大弯矩，后形成第一个塑性铰，随着撞击过程的进行，机身下部左右两侧分别形成一个塑性铰，纵向布置的支撑件5随隔框2一起绕塑性铰转动，由于典型民用机身支撑件5采用固支连接，支撑件5极易发生扭转破坏，随着压溃过程的进一步进行，从而导致机身下部结构坍塌，对机身结构整体吸能有非常不利的影响，除此之外，未充分破坏的结构件极易刺穿客舱地板3，破坏乘员舱结构的稳定性，威胁乘员的生命安全。

参照图17，本发明对飞行器结构进行合理布置以及对构件结构形式进行设计是简单高效的改进飞机耐撞性的方式；在坠撞事故发生后，机身下部出现第一个塑性铰，隔框2绕塑性铰转动，支撑件5两端铰接件10仅传递轴向力。本发明所提供的六种支撑件5能在冲击过程中发生渐进失效破坏，为客舱地板3提供了足够支撑，避免了机身下部结构发生坍塌。随着冲击过程的继续进行，机身下部结构具有继续承载的能力，从而保证了乘员舱的完整性，为乘员提供了足够的生存空间；本发明提出支撑件5在隔框2位置处断开布置，而在隔框2上方布置的支撑杆9不仅能够保证支撑件5的连续性使结构在冲击过程中更加稳定，还能起到传递载荷的作用，对结构整体耐撞性有一定的贡献。

根据本发明的另一个方面，本发明还提供一种耐撞性分析方法，应用于分析上述所述的飞行器结构，包括以下步骤：

S10，改为模型简化，建立所述飞行器结构的有限元模型；

具体地，忽略长桁与蒙皮、铰接件上下部等铆钉连接件的影响，并将其等效分布于机身结构中。蒙皮、隔框以及客舱地板等采用壳单元，长桁、客舱地板梁采用梁单元。根据机身几何大小，建立机身的有限元模型。然后对模型赋予材料参数。

S20，对所述有限元模型进行网格划分；

划分时，尽量避免采用三角形与四面体网格，蒙皮、隔框、支撑件、客舱地板梁、长桁等均采用四边形网格，刚性地面采用六面体网格。

S30，对所述有限元模型施加载荷边界条件；

将机身上部结构、乘员以及座椅质量简化为均布载荷分布于客舱地板，对刚性地面施加固定约束，对模型施加不同初速度撞击刚性地面用来模拟冲击过程。

S40，采用最大应力失效准则以及二次名义应力失效准则对复合材料的损伤起始进行预测，采用指数型演化准则以及一种损伤演化准则模拟复合材料损伤演化；

具体地，采用基于最大应力失效准则以及二次名义应力失效准则分别对复合材料结构的层内与层间损伤起始进行预测，采用指数型演化准则以及一种损伤演化准则的损伤模型来模拟复合材料层内与层间的损伤演化，对该有限元模型进行求解。

S50，对计算结果进行分析评估；

对模型各结构的失效模式以及吸能特性进行分析，并对机身结构整体结构响应进行评估，吸能特性采用初始峰值、比吸能和平均载荷等耐撞性指标。

复合材料机身结构的压溃是一个高度非线性问题，本发明所提出的耐撞性分析方法，不仅能够准确的捕捉复合材料的损伤起始与损伤演化，而且能够准确的预测复合材料结构压溃后的失效模式。

下面对具体的分析过程以及运用到的原理进行简要阐述。

根据材料特性合理建立其弹性本构关系、初始失效准则、以及损伤演化等，为有效模拟复合材料结构的失效过程，采用基于连续损伤力学的非线性渐进损伤模型来模拟该结构的破坏过程。

层内的弹性本构关系可定义为：

式中，ε＝[ε₁₁ ε₂₂ ε₁₂]表示弹性应变矢量；σ＝[σ₁₁ σ₂₂ σ₃₃]表示应力矢量；E₂₂和E₁₁代表横向和纵向杨氏模量；ν₁₂和ν₂₁代表面内泊松比；G₁₂代表面内剪切模量；d₂₂ d₁₁,和d₁₂分别表示横向纤维损伤变量、纵向纤维损伤变量和面内剪切损伤变量，损伤变量的大小决定了损伤的程度，其值为0时，表示材料未发生损伤，其值为1时，表示完全损伤。

本发明采用最大应力失效准则来判断复合材料的失效，主要考虑以下五种破坏模式：

纤维拉伸失效：

纤维压缩失效：

基体拉伸失效：

基体压缩失效：

面内剪切失效：

其中：ft、fc、mt、mc分别代表纤维拉伸、纤维压缩、基体拉伸、基体压缩；F_i(i＝ft,fc,mt,mc,s)分别对应相应的失效系数，X^T和X^C分别表示纵向拉伸与压缩强度；Y^T和Y^C分别表示横向拉伸与压缩强度；S代表面内剪切强度；σ_i(j＝11,22,12)代表应力，

代表有效应力，其大小可由

求得。当材料损伤满足初始失效准则后，材料刚度选用指数型演化准则进行演化，方程如下所示：

(1)纤维方向损伤演化：

(2)面内剪切损伤：

其中，L_c代表单元特征长度；

表示纤维方向的单位面积临界断裂能；

表示纤维方向单位面积弹性能；r_i代表损伤阀值。α₁₂可由材料性能测得；

代表最大损伤变量，其值取值范围为

层间损伤模型其本构关系可定义为如下方程：

其中，n、s和t分别表示法向和两个切向方向。t、δ、K分别表示牵引力、分离位移、刚度矩阵。

采用二次名义应力失效准则来判定初始失效：

其中，“< >”代表Macaulay运算符，

和

代表层间损伤初始参数，一旦上述方程满足，即发生了层间损伤。

层间损伤演化采用以下方程：

分层断裂基于B-K准则，其表达式如下所示：

其中，G₀代表分层初始弹性能；G_k(k＝n,s,t)代表对应方向的断裂能；

和

分别代表模式1和模式2的临界断裂能；η表示粘性属性参数。

以上仅为本发明的可选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的技术构思下，本领域技术人员可以理解，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围。

Claims (10)

1.一种飞行器结构，其特征在于，包括：

蒙皮、隔框、客舱地板、横梁、纵梁和支撑件；

所述蒙皮呈弧形设置，所述隔框沿所述蒙皮的弯折方向延伸，所述横梁连接所述隔框的两端，所述客舱地板设置于所述横梁上，所述纵梁连接所述横梁；

还包括铰接件、上支撑板和下支撑板，所述上支撑板安装于所述支撑件靠近所述纵梁的一端，所述下支撑板安装于所述支撑件靠近所述蒙皮的一端，所述铰接件包括上铰接件和下铰接件，所述上支撑板通过所述上铰接件与所述纵梁铰接，所述下支撑板通过所述下铰接件与所述蒙皮铰接。

2.根据权利要求1所述的飞行器结构，其特征在于，所述铰接件包括旋转体和分别设置于所述旋转体顶部的上连接部和设置于所述旋转体底部的下连接部；

所述上连接部与所述纵梁连接，所述下连接部与所述上支撑板连接；或所述上连接部与所述下支撑板连接，所述下连接部与所述蒙皮连接。

3.根据权利要求2所述的飞行器结构，其特征在于，所述旋转体包括重叠设置的第一U型块和第二U型块，所述第一U型块的弧形端和所述第二U型块的弧形端朝向相反，所述第一U型块的底部连接有所述上连接部，所述第二U型块的底部连接有所述下连接部，所述第一U型块和第二U型块铰接。

4.根据权利要求1所述的飞行器结构，其特征在于，所述支撑件对称设置于机身中心线的两侧，所述铰接件设置于相邻所述隔框的中心位置处。

5.根据权利要求1所述的飞行器结构，其特征在于，所述支撑件对应所述隔框的位置形成有开孔，所述隔框部分设置于所述开孔内，所述开孔为方形孔、凸字形孔或弧形孔。

6.根据权利要求1所述的飞行器结构，其特征在于，所述支撑件在所述隔框处间断设置。

7.根据权利要求6所述的飞行器结构，其特征在于，所述上支撑板对应所述隔框上方连接有支撑杆，所述支撑杆的一端与所述上支撑板连接，所述支撑杆的另一端连接有支撑杆下部支撑板，所述支撑杆下部支撑板的另一侧与所述隔框连接。

8.根据权利要求1-7中任一项所述的飞行器结构，其特征在于，按所述支撑件的截面形状划分，所述支撑件包括正弦波支撑结构、半圆波支撑结构、方波支撑结构、三角波支撑结构、梯形波支撑结构和倒梯形波支撑结构。

9.根据权利要求1-7中任一项所述的飞行器结构，其特征在于，所述飞行器结构还包括沿机身横向方向间隔设置的长桁，所述长桁与所述蒙皮铆接，根据所述长桁的截面形状区分，所述长桁包括L形长桁、工字形长桁、T形长桁和Z形长桁。

10.一种耐撞性分析方法，应用于分析上述权利要求1-9中任一项所述的飞行器结构，其特征在于，包括以下步骤：

模型简化，建立所述飞行器结构有限元模型；

对所述有限元模型进行网格划分；

对所述有限元模型施加载荷边界条件；

采用最大应力失效准则以及二次名义应力失效准则对复合材料的损伤起始进行预测，采用指数型演化准则以及一种损伤演化准则模拟复合材料损伤演化，对该有限元模型进行求解；

对计算结果进行分析评估。

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