[发明专利]一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法

说明书

本发明公开了一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法，涉及飞机结构强度设计技术领域。所述基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法包含以下步骤：步骤一，根据飞机后机身尾翼连接区传力特点，创建基于尾翼平尾载荷下的数学计算模型；步骤二，根据所述步骤一中建立的模型计算尾翼连接区铰点载荷分配理论解，确定连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距、连接铰点处总体刚度与连接铰点垂向载荷值的关系。本发明的优点在于：本发明运用数学建模方法，通过创建数学模型、构建方程，探索出影响连接区铰点载荷分配的重要因素，提出了各因素间的代数关系，同时快速高效的确定了连接区铰点载荷分配的理论解及最优解。

技术领域

本发明涉及飞机结构强度设计技术领域，具体涉及一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法。

背景技术

当前，国内外大型运输类飞机多采用高平尾、后掠翼布局，以提高舵面操纵效率；由于该布局平尾翼压心与垂尾翼压心相对靠后，导致尾翼传递给机身的集中载荷相对较高，形成所谓“大载荷、多接头、超静定”系统复杂连接区。复杂连接区结构受力严重、传力复杂，连接区铰接点载荷分配不理想将会直接影响飞行安全和使用寿命的关键环节。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法，以解决或至少减轻背景技术中所存在的至少一处的问题。

某大型飞机研制初期，尾翼严重载荷工况下，暴露出机身与垂尾连接区铰点载荷分配不理想、单点集中载荷过高等技术难题，机体结构关键连接区强度设计面临极大困难。

本发明运用数学建模方法，探索出“俯仰工况”下影响尾翼连接区铰点载荷分配的重要因素，提出了各因素间的代数关系；确定了铰点载荷分配的理论解及最优解，为机体结构复杂连接区刚度匹配、强度设计奠定理论基础；最终攻克某大型飞机机身与垂尾连接区铰点载荷分配不理想之技术难题；同时，提高了机体结构强度设计效率、降低了研制风险。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法，包含以下步骤：

步骤一，根据飞机后机身尾翼连接区传力特点，创建基于尾翼平尾载荷下的数学计算模型；

步骤二，根据所述步骤一中建立的模型计算尾翼连接区铰点载荷分配理论解，确定连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距、连接铰点处总体刚度与连接铰点垂向载荷值的关系：

式中，K_i表示机身与垂尾连接铰点处总体刚度，X_i表示连接铰点距平尾总载压心位置的航向间距，P_Z表示平尾总载,i＝j＝(1,2，...，n)。

优选的，所述基于平尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法进一步包含步骤三：

设定各连接铰点处总体刚度K_i均相等，则铰点载荷公式可简化为：

即线性函数：F_j＝f(X_j)＝AX_j+B，其中A、B均为常量，i＝j＝(1,2，...，n)，即为一条斜线，对应于平尾载荷下连接区铰点载荷分配最优解。

优选的，所述步骤一中建立模型时，采用弹簧元模拟后机身与垂尾连接铰点处的结构刚度。

优选的，根据所述步骤三中求取的最优线性函数，确定连接铰点距离压心位置的航向距离，进而得到该铰点处的载荷值。

本发明的有益效果在于：