CN114428026A - 一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法 - Google Patents

一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法 Download PDF

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Abstract

本申请涉及一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，包括：构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱；比较蒙皮环向应力最大值σxmax、航向应力最大值σymax以及剪应力最大值τxymax，选取相应方法计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；按照σxmax、σymax、|τxymax|中最大对应的载荷谱，确定最大应力值σmaxGAG、最小应力值σminGAG，计算地空地应力比RGAG；计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比λ、当量地空地循环数nd、地空地循环许用应力[σmax]；计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度f,大于0时，满足疲劳要求，小于0时，不满足疲劳要求。

Description

一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法
技术领域
本申请属于飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析技术领域，具体涉及一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法。
背景技术
飞机机身蒙皮沿航向分段，各段机身蒙皮间通过带板以螺栓进行连接，各段机身蒙皮间存在环形对缝，其疲劳品质对飞机的疲劳寿命具有重要影响，在飞机设计阶段需要对其进行疲劳分析。
当前，在飞机设计阶段，对飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构多是采用试验的方法进行疲劳分析，耗费较大，且效率较低，致使飞机的设计周期延长。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，包括：
构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱；
比较蒙皮环向应力最大值σxmax、航向应力最大值σymax以及剪应力最大值τxymax，σxmax最大时，按照展向连接情况计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；σymax最大时，按照稳定单剪许用值计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；|τxymax|最大时，按照受剪结构许用值计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；
按照σxmax、σymax、|τxymax|中最大对应的载荷谱，确定最大应力值σmaxGAG、最小应力值σminGAG，计算地空地应力比RGAG；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比λ；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的当量地空地循环数nd；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地循环许用应力[σmax]；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度f,大于0时，满足疲劳要求，小于0时，不满足疲劳要求。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法中，所述构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱，具体为：
基于有限元计算结果，构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法中，所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比λ，具体为：
Figure BDA0003448262130000021
Figure BDA0003448262130000022
Figure BDA0003448262130000031
其中，
DGAG为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地的相对损伤；
σm0为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的材料疲劳特征参数；
S为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的材料的应力-寿命曲线斜率；
Di为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的第i种工况应力水平下的相对疲劳损伤；
ni为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况的循环次数；
σai为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况下的应力幅值；
σmi为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况下的应力均值。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法中，所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的当量地空地循环数nd，具体为：
Figure BDA0003448262130000032
其中，
L为飞机设计目标寿命飞行次数；
M为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的可靠性系数。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法中，所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地循环许用应力[σmax]，具体为：
Figure BDA0003448262130000033
Figure BDA0003448262130000034
其中，
XGAG为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况的循环次数；
σai为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况下的应力幅值；
σmi为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况下的应力均值。
Figure BDA0003448262130000041
为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR的双向修正系数。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法中，
Figure BDA0003448262130000042
其中：
若σxmax最大，
Figure BDA0003448262130000043
若σymax最大，
Figure BDA0003448262130000044
若|τxymax|最大，
Figure BDA0003448262130000045
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法中，所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度f，具体为：
Figure BDA0003448262130000046
本申请至少存在以下有益技术效果：
提供一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳分析方法，其设计以细节疲劳额定值DFR疲劳计算方法对飞机机身浮框与蒙皮连接结构进行疲劳分析，为一种名义应力疲劳分析方法，在飞机设计阶段，可快速的完成对机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析，具有较高的效率，可有效保证飞机的设计周期。
附图说明
图1是本申请实施例提供的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法的示意图；
图2是本申请实施例提供的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的示意图；
其中：
1-机身蒙皮；2-带板。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示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，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。
在一个具体的实施例中，按照以下步骤对飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构进行疲劳分析。
基于有限元计算结果，构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱。
蒙皮环向应力最大值σxmax＝5.3MPa、航向应力最大值σymax＝62.97MPa、剪应力取绝对支的最大值|τxymax|＝7.95MPa，其中，蒙皮航向应力最大值σymax最大。
蒙皮材料为2024-T351，厚度为2.5mm，带板材料为2A12，厚度为3mm，螺栓直径为5mm，间距为27mm，排矩为24mm，排数为3，参加图2，按照稳定单剪许用值计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR＝75.77MPa。
σymax对应工况下的
Figure BDA0003448262130000061
飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR的双向修正系数
Figure BDA0003448262130000071
对计算得到的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR进行修正。
蒙皮航向应力σy在各种工况下的载荷谱如下表所示：
工况号 最大应力/MPa 最小应力/MPa 循环次数
1 62.97 54.32 5
2 62.69 48.10 2
3 50.54 42.81 2
4 29.78 7.46 1
5 49.23 6.84 1
6 49.80 9.92 1
7 49.80 17.96 1
8 49.80 18.21 1
最大应力值σmaxGAG为62.97MPa、最小应力值σminGAG为6.84MPa，计算地空地应力比RGAG＝0.11。
机身蒙皮以铝合金材料制造，飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的材料疲劳特征参数σm0＝310MPa，应力-寿命曲线斜率S＝2；
机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地的相对损伤
Figure BDA0003448262130000072
飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构在每种工况应力水平下的相对疲劳损伤
Figure BDA0003448262130000073
包括地-空-地相对损伤，具体如下表所示：
Figure BDA0003448262130000074
Figure BDA0003448262130000081
飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比
Figure BDA0003448262130000082
飞机设计目标寿命飞行次数L＝1000，飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的可靠性系数M＝1.5，飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的当量地空地循环数
Figure BDA0003448262130000083
Figure BDA0003448262130000084
飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地循环许用应力
Figure BDA0003448262130000085
飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度
Figure BDA0003448262130000086
大于0时，满足疲劳要求。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，其特征在于，包括：
构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱；
比较蒙皮环向应力最大值σxmax、航向应力最大值σymax以及剪应力最大值τxymax，σxmax最大时，按照展向连接情况计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；σymax最大时，按照稳定单剪许用值计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；|τxymax|最大时，按照受剪结构许用值计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR；
按照σxmax、σymax、|τxymax|中最大对应的载荷谱，确定最大应力值σmaxGAG、最小应力值σminGAG，计算地空地应力比RGAG；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比λ；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的当量地空地循环数nd；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地循环许用应力[σmax]；
计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度f,大于0时，满足疲劳要求，小于0时，不满足疲劳要求。
2.根据权利要求1所述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，其特征在于，
所述构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱，具体为：
基于有限元计算结果，构建蒙皮环向应力σx、航向应力σy以及剪应力τxy的在各种工况下的载荷谱。
3.根据权利要求2所述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，其特征在于，
所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地损伤比λ，具体为：
Figure FDA0003448262120000021
Figure FDA0003448262120000022
Figure FDA0003448262120000023
其中，
DGAG为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地的相对损伤；
σm0为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的材料疲劳特征参数；
S为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的材料的应力-寿命曲线斜率；
Di为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的第i种工况应力水平下的相对疲劳损伤；
ni为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况的循环次数；
σai为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况下的应力幅值；
σmi为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构第i种工况下的应力均值。
4.根据权利要求3所述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，其特征在于，
所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的当量地空地循环数nd，具体为：
Figure FDA0003448262120000031
其中，
L为飞机设计目标寿命飞行次数；
M为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的可靠性系数。
5.根据权利要求4所述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，其特征在于，
所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地循环许用应力[σmax]，具体为：
Figure FDA0003448262120000032
Figure FDA0003448262120000033
其中，
XGAG为计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的地空地循环许用应力的中间值。
Figure FDA0003448262120000034
为飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的细节疲劳额定值DFR的双向修正系数。
6.根据权利要求5所述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，其特征在于，
Figure FDA0003448262120000035
其中：
若σxmax最大，
Figure FDA0003448262120000036
若σymax最大，
Figure FDA0003448262120000037
若|τxymax|最大，
Figure FDA0003448262120000038
7.根据权利要求6所述的飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构疲劳分析方法，其特征在于，
所述计算飞机机身蒙皮环向对缝带板连接结构的疲劳裕度f，具体为：
Figure FDA0003448262120000041
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