[发明专利]一种矩形机身舱体大开口结构扭转刚度确定方法

说明书

本发明属于航空结构设计领域，特别是一种矩形机身舱体大开口结构垂向刚度确定方法。该方法包括：给定具有大开口结构的矩形机身和无大开口结构的矩形机身的刚度比和矩形机身的矩形剖面长宽壁厚；两个矩形机身除大开口结构之外结构相同；将刚度比和矩形剖面长宽高作为参数，以上边梁面积和下边梁面积最小为约束条件，求解上边梁面积的表达式和下边梁面积的表达式。

技术领域

本发明属于航空结构设计领域，特别是一种矩形机身舱体大开口结构扭转刚度确定方法。

背景技术

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。

为了将大开口区对机身的影响降到最小，满足刚度连续、变形协调的要求，就必须对开口区进行加强。然而，机身大开口加强设计的技术资料很少公开发表，以至设计技术和经验相对比较缺乏。

发明内容

发明目的：首次提出了一种矩形机身舱体大开口结构扭转刚度确定方法，推导出了垂向刚度比的解析表达式，解决了对于飞机矩形大开口结构设计加强无理论依据的困境。

技术方案：

一种矩形机身舱体大开口结构扭转刚度确定方法，包括：

给定具有大开口结构的矩形机身和无大开口结构的矩形机身的刚度比和矩形机身的矩形剖面长宽壁厚；两个矩形机身除大开口结构之外结构相同；

将刚度比和矩形剖面长宽高作为参数，以上边梁面积和下边梁面积之和最小为约束条件，求解上边梁面积的表达式和下边梁面积的表达式；

其中，

k是面积比，η为扭转角之比，F_up为上边梁面积，F_down为下边梁面积，b为矩形剖面宽；h为矩形剖面高；δ₀等于δ为壁厚，L为大开口的长度，μ为材料的泊松比。

进一步的，所述方法还包括：

建立具有大开口结构的矩形机身的模型；

建立无大开口结构的矩形机身的模型；

根据上述模型的参数，确定具有大开口结构的矩形机身和无大开口结构的矩形机身的扭转角之比的表达式；

对扭转角之比的表达式进行变形，得到上边梁面积的表达式和下边梁面积的表达式。

进一步的，具有大开口结构的矩形机身的一端作为固定端，一端作为加载端；具有大开口结构的矩形机身的模型的坐标系定义如下：x轴沿着开口结构的长度方向，z轴在剖面对称面内垂直x轴向上为正，y轴符合右手坐标系，坐标原点o位于加载端，距离上蒙皮的距离为z_h，

其中，

进一步的，无大开口结构的矩形机身的一端作为固定端，一端作为加载端；无大开口结构的矩形机身的模型的坐标系定义如下：x轴沿着结构的长度方向，z轴在剖面对称面内垂直x轴向上为正，y轴符合右手坐标系，坐标原点o位于加载端，且位于剖面的几何中心。

进一步的，扭转角之比的表达式为：

进一步的，当要求具有大开口结构的矩形机身的最大扭转角与无开口结构的矩形机身的最大扭转角一致，则η＝1。

进一步的，扭转角与扭转刚度成反比。

一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机指令，所述指令被处理器执行时实现上述方法。

有益效果：