一种无长桁和肋腹板的翼面及其强度计算方法与流程

本发明属于飞机结构强度计算技术，具体涉及一种无长桁和肋腹板的翼面及其强度计算方法。

背景技术：

传统的飞机翼面结构一般由梁、长桁、蒙皮和翼肋组成，其中，长桁用于传递翼面弯矩，翼肋的主要作用是传递局部气动载荷、维持剖面形状、为长桁提供支持，通常为带有减轻孔的腹板肋。对于采用t形尾翼的大型四发涡桨飞机，垂尾的翼形厚度通常很大，取消长桁和肋腹板可以减轻重量。然而对于这种无长桁和肋腹板的翼面结构，国内外均没有给出可供参考的结构布置方式和强度计算方法，因此难以进行工程化。

技术实现要素：

本发明的目的是：提供一种结构可靠、重量轻的无长桁和肋腹板的翼面。

另外，还提供该无长桁和肋腹板的翼面的强度计算方法，用于指导这种类型翼面结构的设计和强度计算。

本发明的技术方案是:一种无长桁和肋腹板的翼面，其包括前梁、中梁、后梁、肋缘条以及蒙皮，其中，前梁、中梁、后梁的两端均与肋缘条连接形成翼盒，并由蒙皮包覆，整个翼盒内部为空腔，通过中梁起支撑作用。

一种无长桁和肋腹板的翼面的强度计算方法，将翼面弯矩和剪力集中通过前梁、中梁、后梁承受，翼面扭矩通过蒙皮和三个梁组成的封闭盒段承受，并以此力场分布进行翼面强度计算，其中，蒙皮按照曲板张力场计算。

所述的无长桁和肋腹板的翼面强度计算方法，其包括如下步骤：

步骤一、布置前梁、中梁、后梁位置，根据切面弯矩初步定义梁缘条截面面积，根据剪力大下初步定义梁腹板厚度；

步骤二、根据寿命和使用要求初步确定蒙皮的初始稳定性要求；

步骤三、根据蒙皮的初始稳定性要求，确定肋间距和蒙皮厚度之间的比值；

步骤四、根据局部气动载荷、与周边结构的连接形式初步确定肋缘条的截面形状和参数；

步骤五、完成翼面结构布置和初始尺寸定义后，建立有限元模型；

步骤六、提取有限元模型中各单元的载荷，用于后续的计算；

步骤七、校核三个梁的应力，进行张力场计算校核蒙皮和肋缘条应力；

步骤八、根据计算结果调整和优化翼面结构参数；

步骤九、建立细节有限元模型，进行线性/非线性的静力、屈曲和后屈曲计算；

步骤十、根据细节有限元模型的后屈曲计算结果，计算疲劳寿命，如果寿命不满足要求，则重复步骤二～步骤十；

步骤十一、试验验证。

所述的无长桁和肋腹板的翼面强度计算方法步骤十中，根据蒙皮屈曲后的拉伸应力计算疲劳寿命。

本发明的有益效果：对于采用t形尾翼的大型四发涡桨飞机，本发明垂直安定面盒段采用无长桁和肋腹板的结构方案，有零件数量少、重量轻的优势。同时本发明给出了这种翼面结构的强度计算方法，流程清晰明了，可以用于指导t尾飞机的垂直安定面盒段的结构设计和强度计算，能够有效缩短设计周期，提高设计效率。

附图说明

图1为实施例中的无长桁和肋腹板的垂直安定面盒段的结构示意图。

图2是图1的a-a剖视图。

图3为按照本发明的实施例的流程图。

具体实施方式

为使本发明实施的流程更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明中垂直安定面盒段的结构如图1和2所示，其包括前梁1、中梁2、后梁3、蒙皮4、肋缘条5。本发明的翼面盒段采用无长桁和无肋腹板设计，其中，前梁、中梁、后梁的两端均与肋缘条连接形成翼盒，并由蒙皮包覆，整个翼盒内部为空腔，通过中梁起支撑作用。另外，相邻梁间距为a，相邻肋间距为b，蒙皮厚度为t。

请参阅图3，下面给出本发明无长桁和肋腹板的翼面强度计算方法，主要包括以下步骤：

步骤一、按传统方法布置翼梁，确定梁间距a＝960mm，并根据切面弯矩初步定义梁缘条截面面积，根据剪力大下初步定义梁腹板厚度；

步骤二、根据寿命和使用要求初步确定蒙皮的初始稳定性要求，如1g飞行+10ft/s侧向突风时，垂尾盒段的蒙皮不发生初始屈曲；

步骤三、根据蒙皮的初始稳定性要求，确定肋间距b和蒙皮厚度t之间的比值，考虑其他因素后确定肋间距b＝200mm和蒙皮厚度t＝1.27mm的具体数值，例如设备安装、维护口盖、工艺要求等；

步骤四、根据局部气动载荷、与周边结构的连接形式初步确定肋缘条的截面形状为z形和，尺寸为20×40×20，厚度为2mm；

步骤五、完成主要结构布置和初步的尺寸定义后，依据传统工程计算方法建立有限元模型，模型中板元模拟成壳元；

步骤六、提取有限元模型中各单元的载荷，例如蒙皮单元承受的轴力和剪力，肋缘条承受的轴力、剪力和弯矩，梁承受的轴力、剪力和弯矩，用于后续的工程计算；

步骤七、按传统的方法校核翼梁，包括梁缘条的压缩稳定性、梁腹板的剪切稳定性、张力场等。参照bruhn《analysisanddesignofflightvehiclestructures》c11.35中的“longerontypesystem”校核蒙皮和肋缘条；

步骤八、根据工程计算结果调整和优化结构参数；

步骤九、建立细节有限元模型，单元尺寸约10mm，进行线性/非线性的静力、屈曲和后屈曲计算，要求细节模型能用非线性计算到100％极限载荷；

步骤十、根据细节有限元模型的后屈曲计算结果，主要是蒙皮屈曲后的拉伸应力，计算疲劳寿命，如果寿命不满足要求，则重复步骤二～步骤十；

试验验证。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

技术总结
本发明属于飞机结构强度计算技术，具体涉及一种无长桁和肋腹板的翼面及其强度计算方法。本发明无长桁和肋腹板的翼面，采用无长桁和无腹板设计，包括前梁、中梁、后梁、肋缘条以及蒙皮。本发明所提供的无长桁和肋腹板的翼面的强度计算方法将翼面弯矩和剪力集中通过前梁、中梁、后梁承受，翼面扭矩通过蒙皮和三根梁组成的封闭盒段承受，并以此载荷传递路径进行翼面强度计算，其中，蒙皮按照曲板张力场计算。本发明采用无长桁和肋腹板的结构布置方案能减少零件数量、制造成本和结构重量，同时提供的这种类型翼面强度计算方法，能够用于指导这种类型翼面结构的设计和强度计算，具有较大的实际应用价值。

技术研发人员：谭建;李伟
受保护的技术使用者：中航通飞研究院有限公司
技术研发日：2018.11.12
技术公布日：2019.06.18