CN108090265B - 一种飞机机身普通框在弯曲载荷下的应力计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机机身普通框在弯曲载荷作用下的应力计算方法，属于飞机结构强度分析技术领域，其包括如下步骤：步骤1：计算飞机总体载荷在普通框处的弯矩M，以及由弯矩M在机身蒙皮和桁条上产生的正应力σ；步骤2：将蒙皮和桁条上产生的正应力σ的合力F等效为轴向力，轴向力产生切面载荷qm；步骤3：根据切面载荷qm求出框平面内的最大弯矩Mmax；步骤4：根据最大弯矩Mmax求出普通框应力σq。本发明提供的飞机普通框在弯曲载荷下的应力计算方法，克服了目前普遍使用的有限元法的弊端，使得计算更简便；另外，利用本方法可以在飞机设计初期不用等待结构设计完成后就可以进行普通框应力的计算，使得设计工作进度大幅提前。

Description

一种飞机机身普通框在弯曲载荷下的应力计算方法
技术领域
本发明属于航空结构强度分析技术领域，尤其涉及一种飞机普通框在弯 曲载荷下的应力计算方法。
背景技术
普通框是飞机上最常见的结构，它的作用是承受飞机上的载荷，保持机 身的外形完整，为机身蒙皮提供支持。普通框的强度分析是飞机结构强度分 析的重要内容，是保证飞机安全的基本条件，获取普通框的应力是强度分析 的前提条件。以往的分析方法是利用有限元法，借助计算机完成庞大、复杂 的分析，但是这种分析方法必须要等到结构设计完成后才能进行，会使得强 度设计工作滞后且出现反复。因此，希望有一种计算方法可以在飞机设计初 期简易、快速的完成普通框应力计算。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞机机身普通框在弯曲载荷下的应力计算方法， 以解决现有技术中的计算过程滞后、计算精度低、计算时间长等问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞机机身普通框在弯 曲载荷作用下的应力计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：计算飞机总体载荷在普通框处的弯矩M，以及由弯矩M在机身 蒙皮和桁条上产生的正应力σ；
步骤2：将蒙皮和桁条上产生的正应力σ的合力F等效为轴向力，轴向力 产生切面载荷qm；
步骤3：根据切面载荷qm求出框平面内的最大弯矩Mmax；
步骤4：根据最大弯矩Mmax求出普通框应力σq。
进一步的，所述步骤1中的正应力σ通过公式
Figure BDA0001500658440000011
获得；
其中机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2
式中：y为减缩剖面中性轴到任一桁条的距离，fctp为桁条剖面面积，b为 桁条间距，δ0为机身蒙皮厚度，
Figure RE-GDA0001582634500000021
为机身受压区蒙皮减缩系数，
Figure RE-GDA0001582634500000022
为蒙皮临界应力，E材料弹性模量，R为机身半径。
进一步的，所述步骤2中的切面载荷qm通过公式
Figure BDA0001500658440000023
获得：
其中：机身蒙皮有效厚度δ＝φδ0+fctp/b，
式中：a为机身框距，ρ为机身曲率半径；
最终得到切面载荷
Figure BDA0001500658440000024
进一步的，所述步骤3中最大弯矩Mmax通过对切面载荷qm沿机身普通框 积分得到，
Figure BDA0001500658440000025
当y取最大值R时，最大弯矩Mmax＝0.23qmR2。
进一步的，所述步骤4中普通框应力σq通过公式
Figure BDA0001500658440000026
获得：
上式中：Im为普通框惯性矩，△y为普通框形心到缘条的距离。
本发明提供的飞机普通框在弯曲载荷下的应力计算方法，克服了目前普 遍使用的有限元法的弊端，使得计算更简便；另外，利用本方法可以在飞机 设计初期不用等待结构设计完成后就可以进行普通框应力的计算，使得设计 工作进度大幅提前。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发 明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1是飞机机身典型结构示意图；
图2是飞机典型普通框剖面示意图；
图3是飞机普通框在弯曲载荷作用下的受力图；
图4是有弯曲载荷在普通框上产生的切面载荷图；
图5是切面载荷在普通框上产生的弯矩图；
图6是普通框变形图。
附图标记：
1-普通框，2-蒙皮，3-桁条。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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。
如图1所示的飞机机身结构示意图，普通框1为飞机机身结构的主要承 力部件，多个环绕一圈的普通框1平行设置再通过与机身轴线平行设置的桁 条3穿过平行设置的普通框1完成结构的固定，在普通框1的外侧铺设蒙皮2， 即构成了飞机机身机构。
如图2所示的飞机普通框剖面示意图，普通框1由下侧与蒙皮2连接的L 型框和上侧的X型框构成，在强度计算时需要考虑蒙皮2的支持力。
为此，下面以一组具体数据对比本发明的飞机机身普通框在弯曲载荷下 的应力计算方法做进一步说明。
如图3至图6所示已知：E＝70000MPa，M＝4×109N·mm，R＝2000mm， a＝500mm，b＝180mm，δ0＝1.8mm，普通框高h＝80mm，fctp＝210mm2，Im＝176986mm4， 求普通框应力。
本发明的飞机机身普通框在弯曲载荷下的应力计算方法，具体包括如下 步骤：
步骤1：计算飞机普通框在弯矩M作用下机身蒙皮和桁条上产生的正应 力σ，正应力σ通过公式
Figure BDA0001500658440000031
获得；
其中机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2
式中：y为减缩剖面中性轴到任一桁条的距离，fctp为桁条剖面面积，b 为桁条间距，δ0为机身蒙皮厚度，
Figure RE-GDA0001582634500000041
为机身受压区蒙皮减缩系数，
Figure RE-GDA0001582634500000042
为蒙皮临界应力，E材料弹性模量，R为机身半径。
采用逐次近似法可得蒙皮临界应力：
Figure BDA0001500658440000043
第一次逼近，在蒙皮临界应力σm附近假设蒙皮和桁条应力σ＝35MPa， 则：
机身受压区蒙皮减缩系数
Figure BDA0001500658440000044
机身蒙皮有效厚度δ＝φδ0+fctp/b＝0.995×1.8+210/180＝2.96
机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2＝74333701374mm4
蒙皮和桁条正应力
Figure BDA0001500658440000045
第二次逼近，令蒙皮和桁条应力σ＝107.62MPa，则：
机身受压区蒙皮减缩系数
Figure BDA0001500658440000046
机身蒙皮有效厚度δ＝φδ0+fctp/b＝0.567×1.8+210/180＝2.19
机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2＝54990703089mm4
蒙皮和桁条正应力
Figure BDA0001500658440000047
第三次逼近，令蒙皮和桁条应力σ＝145.48MPa，则：
机身受压区蒙皮减缩系数
Figure BDA0001500658440000048
机身蒙皮有效厚度δ＝φδ0+fctp/b＝0.488×1.8+210/180＝2.05
机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2＝51399728717mm4
蒙皮和桁条正应力
Figure BDA0001500658440000051
第四次逼近，令蒙皮和桁条应力σ＝155.64MPa，则：
机身受压区蒙皮减缩系数
Figure BDA0001500658440000052
机身蒙皮有效厚度δ＝φδ0+fctp/b＝0.472×1.8+210/180＝2.02
机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2＝50666690059mm4
蒙皮和桁条正应力
Figure BDA0001500658440000053
第五次逼近，令蒙皮和桁条应力σ＝157.89MPa，则：
机身受压区蒙皮减缩系数
Figure BDA0001500658440000054
机身蒙皮有效厚度δ＝φδ0+fctp/b＝0.468×1.8+210/180＝2.01
机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2＝50516809008mm4
蒙皮和桁条正应力
Figure BDA0001500658440000055
最后两次(第五次和第四次逼近，(158.36-157.89)/157.89＝0.29％)求解 得到的值的差异已小于0.3％，很接近，就可以确定为最终值。
步骤2：求qm，但qm只是个中间值，可不用求值，直接求最大弯矩Mmax；
Figure BDA0001500658440000056
步骤3：求出普通框应力σq。
Figure BDA0001500658440000057
本发明的飞机机身普通框在弯曲载荷作用下的应力计算方法，以飞机机 身承受总体载荷开始，逐步推导该载荷在普通框上产生的切面载荷、切面弯 矩，直至由于该载荷在普通框上产生的应力。利用本发明的应力计算方法可 以计算飞机普通框弯曲刚度是否足够，以及计算普通框剖面是否会发生破坏， 可以指导飞机普通框的结构设计。本发明提供的飞机普通框在弯曲载荷下的 应力计算方法，该方法克服了目前普遍使用的有限元法的弊端，使得计算更 简便；另外，利用本发明的应力计算方法可以在飞机设计初期不用等待结构 设计完成后就可以进行普通框应力的计算，使得设计工作进度大幅提前。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，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。

Claims (1)

1.一种飞机机身普通框在弯曲载荷作用下的应力计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：计算飞机总体载荷在普通框处的弯矩M，以及由弯矩M在机身蒙皮和桁条上产生的正应力σ，正应力
Figure FDA0002974797960000011
机身减缩剖面的惯性矩I＝∑(fctp+φδ0b)y2，y为减缩剖面中性轴到任一桁条的距离，fctp为桁条剖面面积，b为桁条间距，δ0为机身蒙皮厚度，
Figure FDA0002974797960000012
为机身受压区蒙皮减缩系数，
Figure FDA0002974797960000013
为蒙皮临界应力，E材料弹性模量，R为机身半径；
步骤2：将蒙皮和桁条上产生的正应力σ的合力F等效为轴向力，轴向力产生切面载荷qm，切面载荷
Figure FDA0002974797960000014
其中，a为机身框距，δ为机身蒙皮有效厚度，δ＝φδ0+fctp/b；
步骤3：根据切面载荷qm求出框平面内的最大弯矩Mmax，最大弯矩
Figure FDA0002974797960000015
步骤4：根据最大弯矩Mmax求出普通框应力σq，应力
Figure FDA0002974797960000016
其中，Im为普通框惯性矩，△y为普通框形心到缘条的距离。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108563916B (zh) * 2018-07-20 2021-12-10 中航沈飞民用飞机有限责任公司 飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法
CN109507040B (zh) * 2018-12-12 2021-03-26 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种蜂窝夹层结构面板压缩应力评估方法
CN109573091B (zh) * 2018-12-14 2022-04-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法
CN111143943B (zh) * 2019-12-24 2022-08-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种管簧式起落架大变形强度计算方法
CN113051657B (zh) * 2019-12-26 2022-09-20 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种密框梁式机身承载能力计算方法
CN113051660B (zh) * 2019-12-27 2022-10-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机机身门框区截面侧向弯曲刚度的计算方法
CN112829963B (zh) * 2020-12-29 2023-03-14 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种矩形机身大开口结构扭转载荷下结构参数确定方法
CN113836638A (zh) * 2021-09-18 2021-12-24 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种确定平板结构在纯弯曲载荷作用下的布局方法
CN113836639A (zh) * 2021-09-18 2021-12-24 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种确定平板结构在弯曲和压缩载荷作用下的布局方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1051520C (zh) * 1996-10-07 2000-04-19 王新云 飞行器的预应力结构及制造方法
FR2946430B1 (fr) * 2009-06-03 2011-08-26 Airbus France Procede et dispositif pour determiner des charges critiques dues a un tremblement sur une structure d'un avion.
US8616500B2 (en) * 2011-03-04 2013-12-31 The Boeing Company Diamond shaped window for composite and/or metallic airframe
EP3040268A1 (en) * 2014-12-30 2016-07-06 Airbus Operations, S.L. Stringer stiffened aircraft composite structures
CN106081126A (zh) * 2016-06-13 2016-11-09 王晨 仿生蜂窝状主动安全逃生舱嵌入航空飞行器的应用及设计

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