一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法

标题：一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法

摘要：本发明属于航空结构设计领域，具体涉及一种飞机大开口结构垂向刚度设计方法，该方法步骤是：将飞机大开口结构模型简化、计算飞机大开口结构垂向弯曲刚度EIyc，计算飞机无开口结构垂向弯曲刚度最后求得垂向弯曲刚度比，根据刚度比能确定出满足垂向刚度要求的条件下结构该如何加强。

申请号：CN201811535866.7

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垂向刚度设计方法，其特征在于，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，计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，得到大开口结构简化后的计算模型；
(2)飞机大开口结构垂向弯曲刚度EIyc对于大开口结构简化后的计算模型，模型关于y轴的静矩为：
面积为：
则形心位置为：
模型关于y轴的惯性矩为：
根据材料力学中平行移轴公式，该剖面相对于形心轴的惯性矩为：
(3)飞机无开口结构垂向弯曲刚度对于无大开口结构，计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，得到无大开口结构简化后的计算模型；
步骤(1)和(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；
无大开口结构简化后的计算模型关于坐标轴对称，则o点即为剖面的形心；模型关于形心轴的惯性矩为：
(4)垂向弯曲刚度比大开口结构与无大开口机身结构的刚度比记为：
将步骤(2)和(3)中各表达式代入上式，则有：
其中：
ξ＝1，表明大开口结构模型的刚度EIy与未开口机身模型的刚度 相当，在结构设计时，根据ξ的表达式便能确定出满足垂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。

专利类型：发明申请