[发明专利]一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法

摘要

本发明属于飞机结构设计技术领域，具体涉及一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法。该方法是通过以下步骤实现，飞机大开口结构模型简化；计算飞机大开口结构侧向弯曲刚度EI_z；飞机无开口结构侧向弯曲刚度侧向弯曲刚度比；根据侧向弯曲刚度比的表达式便能确定出满足侧向刚度要求的条件下结构该如何加强。

主权项

1.一种飞机大开口结构侧向刚度设计方法，其特征在于，包括以下步骤：1)飞机大开口结构模型简化；简化方法为：对于飞机大开口结构，通常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，简化后的计算模型；2)计算飞机大开口结构侧向弯曲刚度EI_z，对于步骤1)简化后得到的飞机大开口结构模型，结构关于z轴对称，则y_c＝0且：y＝Rcosα，dA＝δ_xRdα，模型关于z轴的惯性矩为：(3)飞机无开口结构侧向弯曲刚度对于无大开口的计算模型，计算时把长桁的面积折算到蒙皮厚度中去，简化后计算模型，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δ_x；简化后计算模型关于坐标轴对称，则o点即为剖面的形心；模型关于形心轴的侧向惯性矩为：(4)侧向弯曲刚度比大开口结构与无大开口机身结构的侧向弯曲刚度比记为：在结构设计时，根据侧向弯曲刚度比的表达式便能确定出满足侧向刚度要求的条件下结构该如何加强；其中：R——机身半径；F_ch——长桁的横截面面积；2ψ——大开口角度；F_b——开口处加强桁梁的面积；δ_mp——蒙皮厚度；δ_x——蒙皮的折算厚度，s_k——横截面周边的长度。