CN114936412A - 一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法 - Google Patents

一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114936412A
CN114936412A CN202210407368.4A CN202210407368A CN114936412A CN 114936412 A CN114936412 A CN 114936412A CN 202210407368 A CN202210407368 A CN 202210407368A CN 114936412 A CN114936412 A CN 114936412A
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
fuselage
area
calculating
doorframe
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210407368.4A
Other languages
English (en)
Inventor
卢茜
田天
蔚腾
王麒翔
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Xian Aircraft Industry Group Co Ltd
Original Assignee
AVIC Xian Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Xian Aircraft Industry Group Co Ltd filed Critical AVIC Xian Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority to CN202210407368.4A priority Critical patent/CN114936412A/zh
Publication of CN114936412A publication Critical patent/CN114936412A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Power-Operated Mechanisms For Wings (AREA)

Abstract

本发明提出了一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法，该计算方法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扭转角。利用本发明的计算方法可以判断机身门框区截面扭转角是否满足变形要求，为后续强度计算提供依据，可以指导飞机门框区的结构设计；并且明确扭转角的影响因素，可根据机身扭转角要求合理选择加强方案，为后续的强度设计指明方向。

Description

一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法
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扭转角的计算方法。
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，通过计算截面扭转角，可以明确扭转角的影响因素，可根据扭转角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扭转角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扭转角的计算方法，以解决目前方法无法直接得到门框区截面扭转角的技术问题。
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扭转角的计算方法，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扭转角。
具体的计算方法步骤为：
步骤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，计算其扭转角，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；
步骤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；
步骤4、根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面任意一点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标；
步骤5、根据步骤四)所获得的机身截面扇性线静矩、任意一点的扇性面积计算该机身截面轴惯性矩及机身截面弯心位置；
步骤6、沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴；
步骤7、计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩；
步骤8、根据扭转角计算公式可得到门框区截面扭转角。
所述的计算方法通过公式(1)计算蒙皮折算厚度δ0：
Figure BDA0003601073800000021
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)计算该机身截面任意一点的扇性面积
Figure BDA0003601073800000022
为：
Figure BDA0003601073800000023
其中，R为机身半径，α为机身截面任一点与圆心连线与横轴夹角。
通过公式(3)计算该机身截面任意一点的横坐标y为：
y＝Rcosα (3)
通过公式(4)计算该机身截面扇性线静矩
Figure BDA0003601073800000031
Figure BDA0003601073800000032
其中，yi为机身截面任意一点横坐标，Ai为任一开口处门槛梁的面积，γ为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，Ajq为开口处门槛梁的面积。
通过公式(5)计算该机身截面轴惯矩Jz：
Figure BDA0003601073800000033
通过公式(6)计算该机身截面弯心位置zA：
Figure BDA0003601073800000037
通过公式(7)计算该机身截面扇性惯性矩Jω为:
Figure BDA0003601073800000034
其中，ω为机身截面扇性面积。
通过公式(8)计算该机身门框区截面扭转角
Figure BDA0003601073800000035
为:
Figure BDA0003601073800000036
其中，M为机身门框区截面扭矩，L为门框区开口长度，G为剪切模量。
本发明的有益效果是：利用本发明的计算方法可以判断机身门框区截面扭转角是否满足变形要求，为后续强度计算提供依据，可以指导飞机门框区的结构设计；并且明确扭转角的影响因素，可根据机身扭转角要求合理选择加强方案，为后续的强度设计指明方向。
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。
附图说明
图1为方法流程图；
图2为门框区截面示意图；
图3为截面结构示意图；
图4为截面简化示意图。
图中编号说明：1-机身门框区截面，2-机身门框，3-门槛梁，4-蒙皮，5-长桁，6-地板平面，7-弯心轴。
具体实施方式
采用本发明，对某飞机门框区截面扭转角计算方法步骤如图1所示：
步骤1、选取图2所示飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，该截面示意图如图3所示；
步骤2、以该截面的圆形中心为原点建立如图3所示坐标系，以垂直于机身航向的纵向方向为纵轴即图3中Z轴，以垂直于机身航向的水平方向为横轴即图3中Y轴；
步骤3、该机身半径R为1430mm，蒙皮厚度δmp为1mm，长桁面积Fch为60mm2，长桁间距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 BDA0003601073800000041
步骤4、根据飞机机身和门框的设计参数，包括如图4中夹角β为57°，夹角γ为45°，机身半径R为1430mm，门槛梁面积Ajq为858mm2，计算该机身截面扇性线静矩
Figure BDA0003601073800000051
Figure BDA0003601073800000052
步骤5、计算该机身截面轴惯矩Jz及机身截面弯心位置zA为:
Figure BDA0003601073800000053
Figure BDA0003601073800000054
步骤6、沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴，如图4所示；
步骤7、计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩Jω；
Figure BDA0003601073800000055
步骤8：根据扭转角计算公式可得到门框区截面扭转角，其中扭矩为3800000N·mm，门框区开口长度L为1430mm,剪切模量G为26000MPa。
Figure BDA0003601073800000056

Claims (6)

1.一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法，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、门槛梁的面积、门框区开口长度及扭矩，其特征在于包括如下步骤：
步骤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，计算其扭转角，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；
步骤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；
步骤4：根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面任意一点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标；
步骤5：根据步骤4所获得的机身截面扇性线静矩、任意一点的扇性面积计算该机身截面轴惯性矩及机身截面弯心位置；
步骤6：沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴；
步骤7：计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩；
步骤8：根据扭转角计算公式可得到门框区截面扭转角。
2.根据权利要求1所述的飞机机身门框区截面扭转角的计算方法，其特征在于，所述的步骤3中通过公式(1)计算蒙皮折算厚度δ0：
Figure FDA0003601073790000011
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。
3.根据权利要求1所述的飞机机身门框区截面扭转角的计算方法，其特征在于，所述的步骤4中，通过公式(2)计算该机身截面任意一点的扇性面积
Figure FDA0003601073790000012
为：
Figure FDA0003601073790000013
其中，R为机身半径，α为机身截面任一点与圆心连线与横轴夹角，
通过公式(3)计算该机身截面任意一点的横坐标y为：
y＝Rcosα (3)
通过公式(4)计算该机身截面扇性线静矩
Figure FDA0003601073790000021
Figure FDA0003601073790000022
其中，yi为机身截面任意一点横坐标，Ai为任一开口处门槛梁的面积，γ为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，Ajq为开口处门槛梁的面积。
4.根据权利要求1所述的飞机机身门框区截面扭转角的计算方法，其特征在于，所述的步骤5)中，通过公式(5)计算该机身截面轴惯矩Jz：
Figure FDA0003601073790000023
通过公式(6)计算该机身截面弯心位置zA：
Figure FDA0003601073790000024
5.根据权利要求1所述的飞机机身门框区截面扭转角的计算方法，其特征在于，所述的步骤7)中，通过公式(7)计算该机身截面扇性惯性矩Jω为:
Figure FDA0003601073790000025
其中，ω为机身截面扇性面积。
6.根据权利要求1所述的飞机机身门框区截面扭转角的计算方法，其特征在于，所述的步骤8)中，通过公式(8)计算该机身门框区截面扭转角
Figure FDA0003601073790000031
为:
Figure FDA0003601073790000032
其中，M为机身门框区截面扭矩，L为门框区开口长度，G为剪切模量。
CN202210407368.4A 2022-04-18 2022-04-18 一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法 Pending CN114936412A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210407368.4A CN114936412A (zh) 2022-04-18 2022-04-18 一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210407368.4A CN114936412A (zh) 2022-04-18 2022-04-18 一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114936412A true CN114936412A (zh) 2022-08-23

Family

ID=82863424

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210407368.4A Pending CN114936412A (zh) 2022-04-18 2022-04-18 一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114936412A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2530010B1 (en) Integrally stiffened panel
EP2681112B1 (en) Diamond shaped window for a composite and/or metallic airframe
EP2279115B1 (en) Impact resistant aircraft fuselage
EP3192736B1 (en) A leading edge with laminar flow control and manufacturing method thereof
US10086921B2 (en) Aircraft having a forward-facing section that deflects elastically under impact loads
CN107972843B (zh) 一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统
EP1971520B1 (en) Aircraft wing composed of composite and metal panels
CN109543344A (zh) 一种飞机门框区截面垂向弯曲刚度的计算方法
Wensheng et al. Structural mass prediction in conceptual design of blended-wing-body aircraft
CN113051660B (zh) 一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法
CN112623255A (zh) 一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法
CN114936412A (zh) 一种飞机机身门框区截面扭转角的计算方法
Howe Blended wing body airframe mass prediction
CN113792384A (zh) 一种飞机机身门框区截面剪切应力的计算方法
CN113836640A (zh) 一种飞机机身门框区截面弯曲应力的计算方法
CN103534168B (zh) 多模式高机动性飞行器的机体
Kaur et al. Spars and stringers-function and designing
EP3501971A1 (en) Aircraft rear fuselage section and manufacturing method thereof
Zhang et al. A review of the design of medium and large open reinforced structures in composite fuselages
CN219487711U (zh) 一种轻量化飞行器机体结构
CN111361723B (zh) 连接于民用飞机机身下方的整流罩组件
Stauffer et al. Application of advanced methods to design loads determination for the L-1011 transport
CN114056537B (zh) 一种无人高速直升机中机身主承力结构
ALMAGZOB et al. Structural Design and Analysis of a Light Aircraft Wing
US20220411039A1 (en) Aircraft pressurized cabin door with a structure formed by beams having a varying cross-section

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination