一种飞机大开口结构扭转刚度设计方法

标题：一种飞机大开口结构扭转刚度设计方法

摘要：本发明属于航空结构设计领域，提出了一种飞机大开口结构扭转刚度设计方法；该方法首次引入弯扭刚度比值的概念，即大开口结构与完整机身结构的弯扭刚度比值。弯扭刚度比值等于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；弯扭刚度比值大于1表明加强后的结构刚度大于完整机身结构的刚度；弯扭刚度比值小于1表明加强后的结构刚度达不到完整机身结构的刚度。通过弯扭刚度比值的表达式可以确定出机身扭转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，填补了国内在该技术领域的空白。

申请号：CN201811540786.0

申请日：2018/12/14

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种飞机大开口结构扭转刚度设计方法，其特征在于，对于飞机大开口结构，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，得到简化后的大开口结构计算模型；在该模型中，任意一点K的扇性面积为：
y＝Rsinα扇性线静矩：
轴惯矩为：
则弯心坐标为：
扇性惯性矩为：
式中：
对于无开口的机身结构模型，令ψ＝0，Fb＝0代入Jω中，得到无开口机身结构的扇性惯性矩为：
定义开口结构与机身无大开口结构的弯扭刚度比值为：
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；
α——任意点K处的角度值，即为积分角；
ω——主扇形面积，为图上AKM面积的两倍，且有：
ω＝zARsin(π-α)-R2(π-α)；
——任意点K点处的扇性面积，为KOM面积的两倍，zA——弯心坐标值；
在结构设计时，根据弯扭刚度比值弯扭刚度比值便能确定出满足扭转刚度要求的条件下结构该如何加强。

专利类型：发明申请