[发明专利]一种矩形机身大开口结构扭转载荷下结构参数确定方法

说明书

本发明公开了一种矩形机身大开口结构扭转载荷下结构参数确定方法，通过对飞机矩形剖面机身下部大开口结构进行了扭转载荷下的深入研究，根据强度控制准则，得到了该类型结构壁厚确定表达式，可以用于确定飞机参数，指导飞机结构设计。相比于传统有限元方法，当载荷、外形尺寸、开口尺寸变化时，需要重新建立有限元模型，重新划分网格并加载优化计算，计算迭代过程较长，工作量较大。采用本发明得到的公式化确定参数方法，无论尺寸参数如何变化，都可以快速得到结构的设计参数，极大提高了工作效率。

技术领域

本发明涉及航空结构设计领域，特别是提出了一种矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷下结构参数确定方法，可以指导结构设计，得到结构设计最优解。

背景技术

大开口结构一般为飞机机身下部的投放口、货舱舱门安装口、弹舱舱门安装口等；大开口结构切断了飞机结构传力路线，是飞机设计的难点。常规的圆形机身大开口由少量的设计依据，而矩形开口是特殊的舱体开口，为一种新型的结构形式，型号设计中缺乏设计经验，且飞机设计资料中缺乏该中类型结构的介绍。

目前，通常通过有限元计算软件优化得到结构布置的参数，但由于机身大开口目前在飞机设计应用比较少，并没有一种机身大开口结构参数确定的计算方法；针对于机身大开口结构，如采用传统的有限元计算方法，当外形尺寸、开口尺寸变化时，需要重新建立有限元模型，重新划分网格并加载优化计算，计算过程较长。

发明内容

本发明的目的是提供一种矩形机身大开口结构扭转载荷下结构参数确定方法，用以克服现有有限元计算方法在尺寸参数变化时需要重新建立模型反复迭代计算所存在的效率低的问题。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种矩形机身大开口结构扭转载荷下结构参数确定方法，包括：

根据实际机身大开口结构的形状、尺寸，建立机身大开口的结构模型，所述结构模型中，对于实际大开口结构两端的加强框，将其简化为以其中一个加强框与大开口连接的模型结构；设定一个约束端面来模拟实际结构大开口结构端部的加强框，大开口结构模型的端面与约束端面重合，将该端面作为固定端，另外一个端面作为加载端；在所述结构模型中确定坐标轴原点，继而建立坐标系；在加载端对大开口结构模型施加围绕x轴的扭转载荷，从而建立扭转模型；

计算机身大开口结构扭转模型剖面特性相关参数，包括扇性面积、主扇性惯性矩以及扇性静距；

在大开口结构扭转模型中，确定应力关键点，并计算关键点的剖面正应力和剖面剪应力；

计算所述每个应力关键点的正应力和剪应力；

分别计算每个应力关键点处的等效应力，基于等效应力和许用应力，确定每个应力关键点处的最小壁厚；然后进行筛选，确定最小壁厚当中的最大值作为大开口结构的壁厚。

进一步地，在所述结构模型中确定坐标轴原点，继而建立坐标系，包括：

以大开口结构的对称面为基准，该对称面垂直剖分大开口结构的端面；在对称面与端面的相交线上，取距离大开口结构顶部z_h的点作为O点，z_h的计算公式为：

其中，h表示大开口结构的高度，b表示大开口结构的宽度；

基于所述原点O，确定以大开口结构长度方向为x轴，高度方向为z轴且指向上，y轴根据右手坐标系法则确定。

进一步地，所述扇性面积、主扇性惯性矩以及扇性静距的计算过程为：