专利名称：一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法
技术领域：
本发明属于航空疲劳损伤容限领域，特别是涉及到一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法。
背景技术：
随着整体结构在飞机结构设计中的广泛运用，机翼翼梁结构型式也开始由组合式翼梁(见图I)向整体翼梁(见图2)设计转变。这种整体结构由于减少了紧固件的使用，减少了应力集中部位及潜在的疲劳源，因而具有良好的抗疲劳性能。但正由于减少了铆钉孔这样“天然”的止裂元件，可能会对其损伤容限性能产生不利影响。由于整体翼梁下缘条受拉应力作用，一旦其孔边出现裂纹，便有可能向梁腹板扩展，如果裂纹在腹板上扩展过快，就可能会影响到飞机寿命及安全。因此，结构设计时一般都需要在腹板处设置止裂筋条，通过止裂筋条推迟和延缓裂纹在腹板上的扩展，从而保证结构具有较低的裂纹扩展速率和较好的止裂能力。而止裂筋条结构参数设计的好坏将直接影响其止裂能力的发挥。关于止裂筋条结构参数的研究，国外公开资料未曾发现，国内对整体翼梁进行过试验研究，对止裂筋条位置、止裂筋条面积及止裂筋条高厚比结构参数对整体翼梁损伤容限性能的影响进行过研究，虽然指出了止裂筋条面积是影响整体翼梁损伤容限性能最敏感的结构参数，但未对最敏感的结构参数(止裂筋条面积)确定方法进行研究，未能给出整体翼梁止裂筋条面积的确定方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种能够准确确定止裂筋条面积的飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法。本发明的技术方案是一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括以下步骤步骤一、确定整体翼梁的弯矩M :M = σ ；其中，O1是翼梁下缘条轴向应力，s是翼梁下缘条面积，H是翼梁高度；步骤二、在静强度方面，赋予止裂筋条面积一个初值A1 = Bfb1，确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离I及抗弯模量I ;其中，B1是止裂筋条高度，bi是止裂筋条厚度；
K氺V步骤三、判断止裂筋条的轴向应力02是否满足其中，M是翼梁的
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弯矩，y是翼梁中未开裂中性轴到止裂筋条的距离，I是抗弯模量，σ b是材料极限强度；若满足，则进入步骤四，反之，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A2 = a2*b2，继续判断；步骤四、从断裂韧性方面，计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K;
步骤五、判断K是否符合K彡K。，其中，K。是材料的断裂韧性；若符合，则此时的止裂筋条面积满足要求，若不符合，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A3 =as*b3；继续判断，直至满足要求。本发明的优点是本发明提出了一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明紧紧围绕整体翼梁结构参数及整体翼梁传力特点，在止裂筋条面积赋初值的基础上，从止裂筋条面积能否同时满足静强度、断裂韧性出发，在反复迭代的基础上给出了一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。
图I是组合翼梁结构剖面示意图；图2是整体翼梁结构剖面示意图；图3是整体翼梁剖面示意图；图4是整体翼梁裂纹扩展路径示意图。其中，I-翼梁下缘条，2-翼梁上缘条，3-翼粱腹板，4-紧固件，5-整体翼梁下缘条，
6-整体翼梁上缘条，7-整体翼梁腹板，8-止裂筋条，9-中性轴，W1-下缘条宽度，tr下缘条厚度，W2-上缘条宽度，t2-上缘条厚度，t-腹板厚度，B1-止裂筋条高度，br止裂筋条厚度，H是翼梁高度，y-翼梁中非阴影部分中性轴到止裂筋条的距离，阴影部分为开裂部分，其他部分为未开裂部分。
具体实施例方式下面结合附图对本发明做进一步详细说明，请参阅图I至图4。如图I所示，为组合翼梁结构剖面示意图，组合翼梁由翼梁下缘条、翼梁上缘条、翼梁腹板通过紧固件连接而成。如图2所示，为整体翼梁结构剖面示意图，整体翼梁为一整体结构件，由整体翼梁下缘条、整体翼梁上缘条、整体翼梁腹板、止裂筋条组成。如图3所示，为整体翼梁剖面示意图，给出了结构参数，供使用。本发明针对于飞机整体翼梁而言。如图4所示，为翼梁裂纹扩展路径示意图，给出了裂纹从下缘条起裂扩展到止裂筋条处的扩展路径。其中，阴影部分为开裂部分，其他部分为未开裂部分。一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括以下步骤步骤一、确定整体翼梁的弯矩M :M = σ其中，σ i是翼梁下缘条轴向应力，可以通过全机有限元模型得到，s是翼梁下缘条面积，H是翼梁高度；步骤二、在静强度方面，赋予止裂筋条面积一个初值A1 = B1^b1,确定整体翼梁中非阴影部分结构部分中性轴到止裂筋条的距离I及抗弯模量I ;其中，S1是止裂筋条高度，h是止裂筋条厚度；见图3所不；
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步骤三、判断止裂筋条的轴向应力02是否满足其中，M是翼梁的
弯矩，y是翼梁中非阴影部分结构部分中性轴到止裂筋条的距离，I是抗弯模量，σ b是材料极限强度。若满足，则进入步骤四，反之，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A2=a2*b2,继续判断；步骤四、从断裂韧性方面，计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K，见图4，应力强度因子可通过ANYSYS有限元分析软件计算得到；步骤五、判断K是否符合K彡K。，其中，K。是材料的断裂韧性。若符合，则此时的止裂筋条面积满足要求，若不符合，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A3 =a3*b3，继续判断，直至满足要求。实例下面以某一具体实例对本发明做进一步详细说明。一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括以下步骤已知H = 300mm, W1 = W2 = 50mm, I1 = t2 = 4. 5mm, B1 = 15mm, b1 = 4mm, t =
3mm Qb = 51 IMPa0 = 2277MPa-sJmm步骤一、确定整体翼梁的弯矩M :Μ=σ = 180*50*4. 5*300 = I. 215 X 107Nmm ；步骤二、赋予止裂筋条面积一个初值A1 = 15*4，计算整体翼梁中非阴影区域结构部分中性轴到止裂筋条的距离y = 114. 8mm，抗弯模量I = 4158122mm4 ；步骤三、止裂筋条的轴向应力
M*y 1.215x10^114.8 ,,σ: = -η— =-4.h8 p2-= ^5 ΜΡα < σ;,满足要求；步骤四、计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K = I869-V//^v/ /7 ■步骤五、经判断，K = 1869MPa^ < Kr满足要求。
9此时。认为止裂筋条面积A = 15*4 = 60mm2满足要求。本发明提出了一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明紧紧围绕整体翼梁结构参数及整体翼梁传力特点，在止裂筋条面积赋初值的基础上，从止裂筋条面积能否同时满足静强度、断裂韧性出发，在反复迭代的基础上给出了一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。
权利要求
1.一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，其特征在于，包括以下步骤步骤一、确定整体翼梁的弯矩M :M = σ i*s*H ；其中，σ i是翼梁下缘条轴向应力，s是翼梁下缘条面积，H是翼梁高度；步骤二、在静强度方面，赋予止裂筋条面积一个初值A1 = ，确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离I及抗弯模量I ;其中，B1是止裂筋条高度，Id1是止裂筋条厚度；步骤三、判断止裂筋条的轴向应力σ2是否满，其中，M是翼梁的弯矩，y是翼梁中未开裂中性轴到止裂筋条的距离，I是抗弯模量，ob是材料极限强度；若满足，则进入步骤四，反之，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A2 = a2*b2，继续判断；步骤四、从断裂韧性方面，计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K ；步骤五、判断K是否符合K ( K。，其中，K。是材料的断裂韧性；若符合，则此时的止裂筋条面积满足要求，若不符合，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A3 = a3*b3，继续判断，直至满足要求。
全文摘要
本发明属于航空疲劳损伤容限领域，特别是涉及到一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括确定整体翼梁的弯矩M的步骤、确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I的步骤、计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K并进行判断的步骤。本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。
文档编号G01M5/00GK102944211SQ20121045192
公开日2013年2月27日 申请日期2012年11月12日 优先权日2012年11月12日
发明者翟新康, 秦剑波, 张彦军 申请人:中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所