[发明专利]一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法

说明书

一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法，将机翼翼盒抽象为工程梁，机翼翼盒的根部和机翼翼盒的翼尖为工程梁的两端，在工程梁上指定位置点对应机翼翼盒的一个结构部位；选择出每个指定位置点在不同工况下的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，将极限剪力、极限弯矩和极限扭矩分别加载到指定位置点进行有限元分析，计算得到每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力；通过每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力计算出每个指定位置点的极限主应力；将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。

技术领域

本发明涉及飞机的载荷设计领域，具体是一种通过结构载荷--应力包线快速筛选确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的方法。

背景技术

飞机机翼翼盒载荷设计严重情况是指所有能导致结构严重受载的情况，通常是指飞机机翼翼盒指定位置极限主应力对应的计算情况。

目前，行业内普遍使用的载荷设计严重情况或称临界载荷设计情况筛选方法是载荷包线法。就机翼而言，实际结构很复杂，但是其主要承力、传力结构是翼盒。翼盒用工程梁理论近似，其弯曲刚度、扭转刚度沿机翼展向变化。对于海量的设计情况，计算每个情况的梁剪力、弯矩和扭矩，沿机翼展向各计算站位分别按照剪力、弯矩和扭矩单力素进行其最大、最小值进行比较挑选，就可以得到载荷单值包线。再按照载荷单值包线对应的计算情况分别进行加载，得到各个情况下的飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。

现有技术存在问题：

1.将机翼等结构简化为抽象的工程梁，丢失了结构部、组件固有的传力路径和特性，为获得结构部、组件内力，需要再进行具体结构传力受力分析和内力计算，然后才能进行应力计算和强度校核，即工程梁载荷和结构局部应力计算之间脱节，不能用结构应力进行临界载荷设计情况筛选。

2.对接头、传递集中大载荷的结构部、组件等不能提供载荷。

3.当结构内部有增压或燃油载荷时，载荷包线法不适用。

4.未将不同阶段的结构有限元模型应用到临界载荷设计工况筛选方法中。

发明内容

本申请的目的在于提出一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法,该方法基于工程梁和结构有限元结合,对飞机结构载荷--应力包线快速筛选，解决海量的载荷设计数据和结构强度计算分析能力受限的矛盾。

一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法，已知该机翼翼盒的设计数模，已知机翼翼盒各结构部位在不同工况下的剪力、弯矩和扭矩，其特征在于包含以下内容：1)将机翼翼盒抽象为工程梁，机翼翼盒的根部和机翼翼盒的翼尖为工程梁的两端，在工程梁上设有多个指定位置点，每个指定位置点对应机翼翼盒的一个结构部位；2)根据机翼翼盒的设计数模获得工程梁上各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度以及各指定位置点的截面；3)选择出每个指定位置点在不同工况下的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，将极限剪力、极限弯矩和极限扭矩分别加载到指定位置点进行有限元分析，计算得到每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力；4)通过每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力计算出每个指定位置点的极限主应力；5)将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。