WO2013041032A1 - 跨音速颤振模型复合材料单梁结构设计及其刚度计算方法 - Google Patents

跨音速颤振模型复合材料单梁结构设计及其刚度计算方法 Download PDF

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stiffness
cross
degrees
beam structure
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周铮
张潇
张婷婷
周健斌
窦忠谦
刘亚萌
孙亚军
孙耀立
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中国商用飞机有限责任公司
中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
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    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/20—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in a single direction, e.g. roofing or other parallel fibres
    • B29C70/202—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in a single direction, e.g. roofing or other parallel fibres arranged in parallel planes or structures of fibres crossing at substantial angles, e.g. cross-moulding compound [XMC]
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    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
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    • G06F2113/26—Composites

Definitions

  • the invention relates to a composite single beam structure, in particular to a composite single beam structure for a wind tunnel test of an aircraft flutter model.
  • the invention also relates to a method of calculating the section stiffness of a composite single beam structure. Background technique
  • the aircraft flutter model is primarily used in tests to determine the flutter critical speed of an aircraft (integral or component) and requires similar dynamics to the simulated object, including: aerodynamic shape, stiffness distribution, shield distribution, and so on. Therefore, the model to be tested should meet the requirements of the similarity laws of aerodynamics, structural dynamics and geometry. These requirements are so wide that the flutter model is difficult to fully satisfy.
  • this type of structure has certain limitations in the rationality of the process, that is, the layup of the same angle shall not be more than 4 layers, and there is a requirement between the variable cross-section requirements of the girders and the thickness of the annular joint hooks ⁇ 45 degrees. Problems such as poor coordination. These problems have a certain impact on the strength requirements and stiffness design of the transonic flutter model.
  • the defects of the existing single beam structure are: the traditional metal beam structure is relatively large in quality, and the test data needs to be corrected later; the conventional composite single beam structure is continuously laid at the same angle, which reduces the strength performance of the composite material, and Overall layup It is not conducive to the coordination of the layer angle control and the variable section requirements.
  • the present invention proposes an improved transonic flutter model composite single beam structure, which solves the problem of mutual coordination between the layer angle control and the variable section requirement by adopting a completely new section form;
  • the ordering of the layers at different angles in each region better satisfies the strength requirements of the transonic flutter model, and can better achieve the stiffness control requirements of the section gradation.
  • a transonic flutter model composite single beam structure is provided that is comprised of a non-metallic core material and a single closed chamber thin walled shell that is applied to the outer layer of the inner core material.
  • the casing has a closed cross-sectional form with a rectangular round shape, and is alternately laid by a composite material with ⁇ degrees and 0 degrees, wherein laying at 0 degrees indicates that the composite material is laid in a direction perpendicular to the cross section.
  • the closed section is divided into a main bearing zone, a secondary bearing zone and a transition zone, wherein the composite material layer of the main bearing zone is paved at 0 degrees.
  • the layer is mainly composed, and the composite material layer of the secondary bearing area is mainly layered by ⁇ degrees.
  • the ⁇ degree is ⁇ 45 degrees.
  • the transition zone has a cross-sectional form of a quarter circle or an ellipse.
  • the housing may be composed of a carbon fiber reinforced composite layup composed of composite foam and ribs.
  • another object of the present invention is to provide a method for calculating the section stiffness, and by reading the calculation method, the section size data for realizing the target stiffness design can be quickly obtained.
  • the method for calculating the section stiffness of the transsonic flutter model composite single beam structure according to the present invention may include the following steps:
  • the section control parameters in the step (1) include a section height H, a section width B, a chamfering radius 1, a number of layers of ⁇ degrees, a number of layers of 0 degrees, a tensile modulus of the material, and the like.
  • section bending stiffness and the section torsional stiffness calculated in the step (2) include superposition of calculated values of the sections of the section, that is, the section can be divided into a main bearing zone, a secondary bearing zone and a transition zone, wherein
  • Area is the area enclosed by the midline of the section sidewall
  • T(s) is the thickness of the shell at the integration point
  • G(s) is the modulus parameter
  • each region of the cross section is:
  • h, b, C, T, t, and ⁇ are the cross-sectional geometry, and E and a are modulus parameters.
  • the correction coefficient ⁇ may be used to correct the GJ section, and the correction coefficient
  • the single beam structure form of the present invention is compared with the conventional composite material single beam structure form by adopting a closed cross section form of a rectangular round shape, and the layer is laid by 0 degree in the area of the main load of the section airfoil. It is preferable to alternately lay ⁇ 45 degrees, which can effectively meet the stiffness requirements of the transonic flutter model for strength and section gradation.
  • Figure 1 is a schematic view showing a cross-sectional form of a conventional composite single beam structure
  • FIG. 2 is a schematic cross-sectional view of a transsonic flutter model composite single beam structure in accordance with a preferred embodiment of the present invention
  • Figure 3 is a simplified view of the cross-sectional form shown in Figure 2, showing the major dimensional parameters of the cross-section;
  • FIG. 4 is a flow chart for calculating the section stiffness of a composite single beam structure for a transonic flutter model in accordance with a preferred embodiment of the present invention.
  • the present invention improves the cross-sectional form of the existing hollow beam, adopting a closed line shape which can be expressed by a mathematical expression, preferably using a symmetrically regular section such as a rectangle, and at the same time, the shape of the section transition section is preferably four.
  • One-piece round or elliptical shape for stiffness calculation and control is formed, and the transition zone and the rectangular profile form a linear deformation thickness profile, thereby simplifying the stiffness calculation and manufacturing process.
  • the core material 10 for filling may be a composite foam and ribs to serve to increase the structural stability of the composite casing 20.
  • the main load-bearing structure of the casing 20 adopts a single closed-chamber thin-walled shell form to reduce the mass ratio and improve the simulation precision of the model stiffness, and the carbon fiber reinforced composite material layup can be used as the main load-bearing structure.
  • the material, wherein the rectangular round cross section can be divided into three types of regions, as shown in Fig.
  • the type I region is preferably a ⁇ 45 degree ply and a 0 degree ply hybrid region, and is mainly composed of 0 degree ply for control Lateral bending stiffness;
  • Class II area is the ply transition zone, ⁇ 45 degree ply and 0 degree ply gradually increasing or decreasing;
  • Class III area is also ⁇ 45 degree ply and 0 degree ply mixed area, but ⁇
  • the 45 degree layer is mainly used to control the torsional stiffness of the section.
  • the partitioning of the sections is not limited to the three types of areas described herein, and fewer or more areas may be selected depending on the actual test purpose. Again, the choice of angle is not limited to the angles described.
  • the following processes may be employed: machining of non-metallic parts of the core; thermoforming of non-metallic parts of the core; laying of carbon fiber reinforced composite housing; integral beam structure Secondary curing of medium or high temperature molding (also considering non-metallic mold curing at room temperature).
  • the improved hollow beam section form described above can effectively simplify the manufacturing process of composite beam structures.
  • it will bring corresponding problems to the rigid design calculation method.
  • This is because the different layup ratios lead to different modulus of different sections of the section, which is different from the traditional equal modulus section stiffness design method concept, especially in the transition zone, the proportion of the layer is not fixed in the area.
  • the existing stiffness calculation method is very difficult to calculate.
  • the present invention provides a stiffness calculation method that matches the improved hollow beam section form, using the "equivalent homogeneity" and "linear continuity" assumptions. See Figure 4 for the calculation flow chart.
  • section height H select the main control parameters of the section, such as section height H, section width ⁇ chamfer radius R, ⁇ 45 degree layup, 0 degree layup, material tensile and shear modulus, etc.
  • section control parameters Input select the main control parameters of the section, such as section height H, section width ⁇ chamfer radius R, ⁇ 45 degree layup, 0 degree layup, material tensile and shear modulus, etc.
  • EI is in charge of me g ( 1 + a )x( H 3 -h 3 )xb / 12
  • h, b, C, T, t, and ⁇ are the cross-sectional geometry, and E and a are modulus parameters.
  • the calculation of the torsional stiffness of the section is carried out using the single closed chamber GJ formula, and the weight is also weighted by the shear modulus, ie:
  • Area is the area enclosed by the midline of the section sidewall
  • T(s) is the thickness of the shell at the integration point
  • G(s) is the modulus parameter
  • the stiffness of a single beam target is shown in Table 1.
  • the final calculated stiffness design results are shown in Table 2.
  • Table 1 Single beam target stiffness of a flutter model Spear-one spear-third third and fifth control section control section control section control section control section beam target EI

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Abstract

本发明提供一种跨音速颤振模型复合材料单梁结构，其由非金属内核材料以及铺贴于所述内核材料外层的单闭室薄壁壳体构成，其特征在于，所述壳体具有矩形倒圆角的闭合截面形式，并由复合材料以±α度与0度交替铺设而成，其中，以0度铺设表示复合材料沿垂直于截面的方向铺设。通过采用本发明的单梁结构，能够有效满足跨音速颤振模型对于强度以及截面渐变的刚度要求。本发明还提供了相应的单梁结构的截面刚度的计算方法，通过该计算方法，能够快速地获取实现目标刚度设计的截面尺寸数椐。

Description

跨音速颤振模型复合材料单梁结构设计及其刚度计算方法 技术领域
本发明涉及一种复合材料单梁结构， 尤其涉及一种用于飞机颤 振模型风洞试验的复合材料单梁结构。 本发明还涉及用于计算复合 材料单梁结构的截面刚度的计算方法。 背景技术
飞机颤振模型主要用在确定飞行器 （整体或部件） 的颤振临界 速度的试验中， 需要具有与模拟对象相似的动力学特性， 这些特性 包括： 气动外形、 刚度分布、 盾量分布等等。 因而， 供试验用的模 型应兹满足空气动力学、 结构动力学和几何形状等方面相似律的要 求， 这些要求内容广泛， 以致颤振模型很难全部满足。
文 献 Optimization Approach to Design of Aeroelastic Dynamically-Scaled Models of Aircraft (10th AIAA/ISSMO Multidisciplinary Analysis and Optimization Conference, 30 August- 1 September 2004, Albany, Now York AIAA 2004 - 4642)中描述了一种 传统的复合材料单梁结构， 其截面形式如图 1 所示。 这种结构通常 是在包覆内核 10的矩形壳体 20上均勾厚度地铺设 ± 45度铺层来模 拟截面扭转刚度， 并在矩形壳体 20的主要承载面区域 30之上再额 外地铺层来控制截面弯曲刚度。 这种结构形式的好处在于扭转刚度 与弯曲刚度可以进行相对独立的刚度设计。 但是这种结构形式在工 艺的合理性上有一定的局限性， 即同一角度的铺层不得多于 4层， 以及存在大梁的变截面要求与环形均勾厚度 ± 45度铺层工艺之间的 协调性差等问题。 这些问题对于跨音速颤振模型的强度要求、 刚度 设计都有一定的影响。
因此， 现有单梁结构的缺陷在于： 传统的金属梁结构质量比较 大， 试验数据后期需要修正； 传统的复合材料单梁结构以同一角度 铺层连续铺设， 降低了复合材料的强度性能， 并且整体的铺层形式 不利于铺层角度控制与变截面要求的相互协调。
此外， 针对现有颤振模型的梁架结构的截面形式及相应的截面 尺寸， 专利申请 CN101894182A 中还公开了一种计算方法。 然而， 该方法仅适用于等模量截面刚度设计， 例如该申请中所列举的几种 截面形式的梁结构。 对于上述文献中额外铺层的区域设计， 或者不 同铺层比的截面区域设计， 这种计算方法显然难以满足要求。 发明内容
为此， 本发明提出一种改进的跨音速颤振模型复合材料单梁结 构， 通过采用全新的截面形式， 解决了铺层角度控制与变截面要求 之间的相互协调问题； 同时， 通过优化截面各区域上不同角度铺层 的排序， 更好地满足了跨音速颤振模型对于强度的要求， 也能更好 地实现截面渐变的刚度控制要求。
根据本发明的这一目的， 提供了这样一种跨音速颤振模型复合 材料单梁结构， 其由非金属内核材料以及铺贴于所述内核材料外层 的单闭室薄壁壳体构成， 其中， 所述壳体具有矩形倒圆角的闭合截 面形式， 并由复合材料以 ± α度与 0度交替铺设而成， 其中， 以 0 度铺设表示复合材料沿垂直于截面的方向铺设。
进一步地， 根据单梁结构在其截面上的受力情况， 将所述闭合 截面划分为主承载区、 次承载区和过渡区， 其中， 所述主承载区的 复合材料铺层以 0度铺层为主， 所述次承载区的复合材料铺层以 ± α 度铺层为主。 优选地， 所述 ± α度为 ± 45度。 当然， 可以理解的是， 在非常规的一些情况下， 也可以选择其他角度。
可选地， 所述过渡区的截面形式为四分之一圆或椭圆。
根据一种优选实施方式， 所述壳体可由碳纤维增强复合材料铺 层组成， 所述内核材料由复合材料泡沫和肋板构成。
针对上述方案中提供的单梁结构的截面形式， 本发明的另一目 的在于提供一种截面刚度的计算方法， 通过读计算方法， 能够快速 地获取实现目标刚度设计的截面尺寸数据。 为此， 根据本发明的跨音速颤振模型复合材料单梁结构的截面 刚度的计算方法可包括以下步骤：
( 1)确定截面控制参数， 包括： 控制尺寸参数及材料性能参数；
(2) 将步骤 （ 1) 中确定的截面控制参数输入到控制运算器中， 按照建立的计算模型得出截面弯曲刚度和截面扭转刚度；
( 3 )判断计算得出的截面弯曲刚度和截面扭转刚度是否满足目 标刚度， 若不满足， 改变截面控制参数， 重复步骤 （ 1) 至 （2) , 直至满足目标刚度， 结束计算， 得到截面最终设计参数。
其中， 所述步骤 （ 1 ) 中的截面控制参数包括截面高度 H、 截面 宽度 B、 倒角半径1、 ±α度铺层数、 0度铺层数、 材料的拉压剪模 量等。
进一步地， 所述步骤（2) 中计算得出的截面弯曲刚度和截面扭 转刚度包括对截面各区域计算值的叠加， 即， 可将截面分为主承载 区、 次承载区和过渡区， 其中
截面的总弯曲 W\Jt EI截面 = EI主承栽 E + EI次承我 s + 4χΕΙ过波区，
Figure imgf000005_0001
Area为截面侧壁中线所围面积， T(s)为积分点的壳体厚度， G(s) 为模量参数。
更进一步地， 截面各区域的弯曲刚度分别为：
EI主承栽区 =Ex( l +a)x(H -h3)xb/12
Figure imgf000005_0002
其中， h、 b、 C、 T、 t、 Θ均为截面几何尺寸， E、 a为模量参数。 可选地， 在对截面各区域的扭转刚度值进行叠加之后， 可采用 修正系数 δ对 GJ截面进行修正， 修正系数
Figure imgf000005_0003
其中， 是主承载区单边厚度与闭室最小边距的比值。 可以理解的是， 本发明的单梁结构形式与传统的复合材料单梁 结构形式相比， 通过采用矩形倒圓角的闭合截面形式， 并在截面翼 面主要载荷的区域铺层由 0度与优选 ± 45度交替铺设， 能够有效满 足跨音速颤振模型对于强度以及截面渐变的刚度要求。 附图说明
通过以下结合附图对本发明较佳实施方式的详细描述， 可以进 一步理解本发明的目的、 特征和优点。 附图中相同的附图标记标识 相同或相似的部件， 其中：
图 1为传统的复合材料单梁结构的截面形式的示意图；
图 2 为根据本发明的优选实施方式的跨音速颤振模型复合材料 单梁结构的截面示意图；
图 3 为图 2所示截面形式的简化视图， 示出了截面的主要尺寸 参数；
图 4 为用于计算根据本发明的优选实施方式的跨音速颤振模型 复合材料单梁结构的截面刚度的计算流程图。
具体实施方式
图 2 示出了根据本发明的优选实施方式的跨音速颤振模型复合 材料单梁结构的截面示意图。 如图所示的， 本发明对现有空心梁的 截面形式加以改进， 采用可用数学表达式表示的闭合线外形， 优选 使用对称规则的截面， 如矩形， 同时， 截面过渡区的外形优选使用 四分之一圓或椭圆外形， 以便于刚度计算及控制。 这样， 就形成了 上下对称且左右对称的截面形式， 过渡区与矩形外形组成线性形变 厚度轮廓， 从而简化了刚度计算和制造工艺。
在优选实施方式中， 用于填充的内核材料 10可以是复合材料泡 沫和肋板， 以起到增加复合材料壳体 20结构稳定性的作用。 壳体 20 的主承载结构采用单闭室薄壁壳体形式， 以降低质量比、 提高模型 刚度的模拟精度， 并可由碳纤维增强复合材料铺层作为主承载结构 材料， 其中矩形倒圆角的截面可分成三类区域， 如图 2所示， I类 区域优选为 ± 45度铺层与 0度铺层混杂区， 以 0度铺层为主， 用于 控制侧向弯曲刚度； II类区域为铺层过渡区域， ± 45度铺层与 0度 铺层逐渐递增或递减； III类区域同样为 ± 45度铺层与 0度铺层混杂 区， 但以 ± 45度铺层为主， 用于控制截面扭转刚度。 当然， 截面的 分区并不限于在此描述的三类区域， 还可根据实际试验目的选择更 少或更多的区域。 同样， 角度的选择也并不限于所描述的角度。
在制造根据该优选实施方式的单梁模型时， 可采用如下工艺： 内核非金属零部件的机加工； 内核非金属零部件的热固成形； 碳纤 维增强复合材料壳体的铺贴； 整体梁结构中温或高温模压的二次固 化 （也可以考虑室温下非金属模具固化） 。
应理解的是， 采用上述改进的空心梁截面形式能够有效简化复 合材料梁结构的制造工艺。 然而， 在改进制造工艺的同时， 会给刚 度设计计算方法带来相应的问题。 这是因为铺层比不同会导致截面 不同区域的模量不同， 从而与传统的等模量截面刚度设计方法理念 不同， 尤其是在过渡区， 铺层的占比在区域内也不固定， 用现有的 刚度计算方法来计算非常困难。 本发明给出了与改进的空心梁截面 形式相匹配的刚度计算方法， 釆用了 "等效均质" 和 "线性连续" 假设。 计算流程图参见图 4。
首先，选取截面的主要控制参数，例如截面高度 H、截面宽度^ 倒角半径 R、 ± 45度铺层数、 0度铺层数、 材料的拉压剪模量等， 将确定的截面控制参数输入到控制运算器中， 该控制运算器中已建 立有相应的计算模型。 然后， 分别利用相关计算模型计算截面各区 域的截面弯曲刚度和截面扭转刚度， 其中截面弯曲刚度的计算包括：
EI 主承我 g
Figure imgf000007_0001
( 1 + a )x( H 3-h 3 )xb / 12
Figure imgf000007_0002
其中， h、 b、 C、 T、 t、 Θ均为截面几何尺寸， E、 a为模量参数。 具体地， 结合图 3可见， h=H -主承载区单边厚度 x 2; b=B - R χ 2; O0.5H-R; Τ为次承载区单边厚度； t=主承载区单边的厚度 -Τ; Θ为积分点和圆心的连线与水平线的夹角； E为模型在垂直于截面方 向上的拉压弹性模量； a= ( E 主承栽 a― ^ 次承栽 ) / Ε 次承栽区
从而， 截面的总弯曲刚度 m ft = EI 主承我 Ε + ΕΙ 次承载区 + 4xEI 过渡区。 截面扭转刚度的计算则采用单闭室 GJ计算公式， 同时釆用剪切 模量进行加权， 即：
4 -Area'
GJ截面 ―
G(s)-r 0S
(s)
其中， '主承栽区 '次承栽区 过渡区
Area为截面侧壁中线所围面积， T(s)为积分点的壳体厚度， G( s ) 为模量参数。
在某些情况下， 例如， 在闭室最小边距（图 3中的 H )与相应侧 边厚度的比值小于 7时， GJ A 计算公式需要加入修正系数 即：
Figure imgf000008_0001
其中， 是主承载区单边厚度与闭室最小边距的比值。
在得到截面 EI和截面 GJ后， 通过逻辑式判断计算得出的截面 弯曲刚度和截面扭转刚度是否满足目标刚度， 若不满足， 改变截面 控制参数， 重复上述计算流程， 直至满足目标刚度， 结束计算， 从 而得到截面最终设计参数。 下面， 通过一个实际算例来更好地理解本发明。
某单梁目标刚度如表 1所示， 通过采用图 2和图 3所示截面形 式， 使用高模量碳纤维增强复合材料作为复合材料铺层壳体的结构 材料， 选取截面的各控制参数， 并且模量参数 Eu=164GPa， G12=3.12GPa, E22=7.575GPa, 波松比为 0.334。 最终计算所得的刚度 设计结果见表 2。 表 1 某颤振模型的单梁目标刚度 矛楚一一 矛一 第三 第四 第五 控制截面 控制截面 控制截面 控制截面 控制截面 梁目标 EI
4.78E+10 8.71E+09 1.90E+09 7.72E+08 2.85E+08 ( N. mm2 )
梁目标 GJ
3.46E+10 5.36E+09 1.38E+09 4.83E+08 1.86E+08 ( N' mm2 )
表 2 刚度设计结果
Figure imgf000009_0001
不难看出， 根据本发明的截面刚度的计算方法原理简单、 实施 容易， 通过读计算方法， 能够快速地获取实现目标刚度设计的截面 尺寸数据。 对于类似结构形式的闭合形式梁截面， 该计算方法同样 适用。
本发明的技术内容及技术特点已揭示如上， 然而可以理解， 在 本发明的创作思想下， 本领域的技术人员可以对上述结构作各种变 化和改进， 但都属于本发明的保护范围。 上述实施方式的描述是例 示性的而不是限制性的。

Claims

权 利 要 求 书
1、 一种跨音速颤振模型复合材料单梁结构， 其由非金属内核材 料以及铺贴于所述内核材料外层的单闭室薄壁壳体构成， 其特征在 于， 所述壳体具有矩形倒圓角的闭合截面形式， 并由复合材料以 ± α 度与 0度交替铺设而成， 其中， 以 0度铺设表示复合材料沿垂直于 截面的方向 < 设。
2、 根据权利要求 1所述的跨音速颤振模型复合材料单梁结构， 其特征在于， 所述闭合截面被划分为主承载区、 次承载区和过渡区， 其中， 所述主承载区的复合材料铺层以 0度铺层为主， 所述次承载 区的复合材料铺层以 ± α度铺层为主。
3、 根据权利要求 2所述的跨音速颤振模型复合材料单梁结构， 其特征在于， 所述 ± α度为 ± 45度。
4、 根据权利要求 2所述的跨音速颤振模型复合材料单梁结构， 其特征在于， 所述过渡区的截面形式为四分之一圓或椭圆。
5、 根据权利要求 1所述的跨音速颤振模型复合材料单梁结构， 其特征在于， 所述壳体由碳纤维增强复合材料铺层组成。
6、 根据权利要求 1所述的跨音速颤振模型复合材料单梁结构， 其特征在于， 所述内核材料由复合材料泡沫和肋板构成。
7、 用于计算权利要求 1至 6中任一所述的跨音速颤振模型复合 材料单梁结构的截面刚度的计算方法， 包括以下步骤：
( 1 )确定截面控制参数， 包括： 控制尺寸参数及材料性能参数；
( 2 )将步骤（ 1 ) 中确定的截面控制参数输入到控制运算器中， 按照建立的计算模型得出截面弯曲刚度和截面扭转刚度；
( 3 )判断计算得出的截面弯曲刚度和截面扭转刚度是否满足目 标刚度， 若不满足， 改变截面控制参数， 重复步骤 （ 1 ) 至 （2) ， 直至满足目标刚度， 结束计算， 得到截面最终设计参数。
8、根据权利要求 7所述的计算方法，其特征在于，所述步骤（ 1 ) 中的截面控制参数包括截面高度 H、 截面宽度8、 倒角半径 、 ±α 度铺层数、 0度铺层数、 材料的拉压剪模量等。
9、根据权利要求 7所述的计算方法，其特征在于，所述步骤（2) 中计算得出的截面弯曲刚度和截面扭转刚度包括对截面各区域计算 值的叠加， 即， 将截面分为主承载区、 次承载区和过渡区，
面 ό ,、弯曲 EI截面- EI主承栽区 + ΕΙ次承栽区 + 4χΕΙ过渡区，
的总扭转刚度 GJ«= 7 r 'Aref Γ Γ"
Figure imgf000011_0001
Area为截面侧壁中线所围面积， T(s)为积分点的壳体厚度， G(s) 为模量参数。
10、 根据权利要求 9所述的计算方法， 其特征在于， 截面各区域 的弯曲刚度分别为：
EI主承栽 =Ex(l+a)x(H3-h3)xb/12
Figure imgf000011_0002
其中， h、 b、 C；、 T、 t、 Θ均为截面几何尺寸， E、 a为模量参数。
11、 根据权利要求 9所述的计算方法， 其特征在于， 在对截面 各区域的扭转刚度值进行叠加之后， 采用修正系数 对 G: 进行修 正， 正系数
Figure imgf000012_0001
其中， 是主承载区单边厚度与闭室最小边距的比值。
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