一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法与流程

本发明属于飞机结构设计技术领域，具体涉及一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法。

背景技术：

运输类飞机货舱门大开口区域既要承受货舱门自身的载荷，还要承受、传递尾翼及后机身的载荷。由于机身大开口使结构的刚度发生急剧变化，导致变形不连续等问题，使得机身大开口加强设计成为运输类飞机设计的重点和难点。为了将大开口区对机身的影响降到最小，满足刚度连续、变形协调的要求，就必须对开口区进行加强。然而，机身大开口加强设计的技术资料很少公开发表，以至设计技术和经验相对比较缺乏。

技术实现要素：

发明目的：解决了对于大开口机身设计加强无理论依据的困境，提出一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法。

技术方案：一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法，包括以下步骤：1)飞机大开口结构模型简化；简化方法为：对于飞机大开口结构，通常在开口处布置大梁进行加强；计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，简化后的计算模型；

2)计算飞机大开口结构侧向弯曲刚度eiz

对于步骤1)简化后得到的飞机大开口结构模型，结构关于z轴对称，则yc＝0

且：y＝rcosα，da＝δxrdα，

模型关于z轴的惯性矩为：

(3)飞机无开口结构侧向弯曲刚度

对于无大开口的计算模型，与图1中模型相比，无开口加强大梁，其对应的计算模型如图2(a)所示；计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，简化后的计算模型如图2(b)所示。

假设图1、图2中两个模型的长桁形式以及长桁间距相同，则即二者的折算厚度相同，均记为δx。

图2中所示模型关于坐标轴对称，则o点即为剖面的形心。模型关于形心轴的侧向惯性矩为：

(4)侧向弯曲刚度比

大开口结构与无大开口机身结构的侧向弯曲刚度比记为：

ζ＝1，表明大开口结构模型的刚度eiz与未开口机身模型的刚度相当，在结构设计时，根据ζ的表达式便能确定出满足侧向刚度要求的条件下结构该如何加强。

其中：

r——机身半径；

fch——长桁的横截面面积；

2ψ——大开口角度；

fb——开口处加强桁梁的面积；

δmp——蒙皮厚度；

δx——蒙皮的折算厚度，

sk——横截面周边的长度。

有益技术效果：首次引入侧向弯曲刚度比的概念，即大开口结构与完整机身结构的侧向弯曲刚度比。侧向弯曲刚度比等于1为设计临界值，表明加强后的机身大开口结构刚度与完整机身结构刚度一致；侧向弯曲刚度比大于1表明加强后的结构刚度大于完整机身结构的刚度；侧向弯曲刚度比小于1表明加强后的结构刚度达不到完整机身结构的刚度。通过侧向弯曲刚度比的表达式可以确定出机身侧向弯曲刚度加强的原则和方法，解决了对于大开口机身设计加强无理论依据的困境，本发明提出的方法简单。

附图说明

图1为大开口结构计算模型示意图，

图2为无大开口计算模型图，

图3为侧向弯曲刚度比ζ变化规律曲线，

图4为侧向弯曲刚度比ζ随变化规律曲线。

具体实施方式

参见附图1-4，一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法，包括以下步骤：

(1)飞机大开口结构模型简化

对于飞机大开口结构，通常在开口处布置大梁进行加强，典型的机身大开口结构如图1(a)所示；计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，简化后的计算模型如图1(b)所示。

图1中：

r——机身半径；

fch——长桁的横截面面积；

2ψ——大开口角度；

fb——开口处加强桁梁的面积；

δmp——蒙皮厚度；

δx——蒙皮的折算厚度，

sk——横截面周边的长度。

(2)飞机大开口结构侧向弯曲刚度eiz

对于图1所示模型，结构关于z轴对称，则yc＝0

且：y＝rcosα，da＝δxrdα，

模型关于z轴的惯性矩为：

(3)飞机无开口结构侧向弯曲刚度

对于无大开口的计算模型，与图1中模型相比，无开口加强大梁，其对应的计算模型如图2(a)所示；计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，简化后的计算模型如图2(b)所示。

假设图1、图2中两个模型的长桁形式以及长桁间距相同，则即二者的折算厚度相同，均记为δx。

图2中所示模型关于坐标轴对称，则o点即为剖面的形心。模型关于形心轴的侧向惯性矩为：

(4)侧向弯曲刚度比

大开口结构与无大开口机身结构的侧向弯曲刚度比记为：

ζ＝1，表明大开口结构模型的刚度eiz与未开口机身模型的刚度eizo相当，在结构设计时，根据ζ的表达式便能确定出满足侧向刚度要求的条件下结构该如何加强。

加强方式可通过刚度比表达式确定需加强的边梁面积，也可通过曲线图3和图4查得。

(1)大开口角度一定时，侧向弯曲刚度比ζ随fb/rδx的增大而增大；ζ的变化曲线与ζ＝1都有交点，说明通过适当加强后，结构的侧向弯曲刚度可以得到补偿；

(2)其它开口角度下的结构加强设计，可由图3或图4近似查出或由公式：反推出fb/rδx的值。