一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法与流程

1.本技术属于飞机翼肋支柱截面参数设计技术领域，具体涉及一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法。


背景技术：

2.飞机机翼结构中广泛采用复合材料蒙皮、长桁，而翼肋采用金属结构，飞机服役过程中会发生温度变化，由于复合材料、金属间的热膨胀系数差距悬殊，翼肋上会产生较大的热应力，以至于使翼肋支柱发生屈曲失稳，为了避免该种情形，当前在对翼肋支柱截面参数设计时较为保守，致使其具有较大的质量，与当前飞机减重的需求不符，鉴于此，提出本技术。
3.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

4.本技术的目的是提供一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
5.本技术的技术方案是：
6.一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法，包括：
7.根据翼肋腹板的厚度δ，确定翼肋支柱底缘的厚度δu；
8.计算翼肋支柱的最小惯性矩i
umin
；
9.计算翼肋支柱截面的最小面积a
umin
；
10.计算翼肋支柱的顶压载荷r0；
11.计算翼肋支柱的热应力载荷r
t
；
12.计算翼肋支柱截面的工作应力σ；
13.计算翼肋支柱截面失稳临界应力σ
cr
；
14.计算翼肋支柱的安全裕度m.s；
15.在翼肋支柱的最小惯性矩i
umin
、翼肋支柱截面的最小面积a
umin
、翼肋支柱的安全裕度m.s大于0的约束下，寻求使翼肋支柱截面的面积au最小的翼肋支柱底缘的宽度b2、翼肋支柱腹板的高度b1、翼肋支柱腹板的厚度t1。
16.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱截面的面积au＝b2δu+b1t1；
17.其中，
18.b2为翼肋支柱底缘的宽度；
19.b1为翼肋支柱腹板的高度；
20.t1为翼肋支柱腹板的厚度。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的最小惯性矩
22.其中，
23.l为翼肋支柱间的平均间距；
24.he为翼肋上下缘条的形心距离；
25.ks为翼肋腹板的剪切屈曲系数。
26.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱截面的最小面积a
umin
＝0.3lδ。
27.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的顶压载荷
28.其中，
29.a1、a2为两侧翼肋支柱与对应内侧长桁的距离；
30.p1、p2为两侧长桁的顶压载荷；
31.l1、l2为与两侧翼肋之间的间距；
32.a1、a2为两侧长桁与对应蒙皮的面积；
33.e1、e2为两侧长桁的弹性模量；
34.z1、z2为两侧长桁轴线至机翼剖面形心的距离。
35.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的热应力载荷r
t
＝σ
t
.au，
36.其中，
37.σ
t
为翼肋支柱受到的热应力。
38.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱截面的工作应力
39.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，对于翼肋支柱截面失稳临界应力σ
cr
：
40.若l
′
/ρ≤20，则σ
cr
＝[σ]
cc
；
[0041]
其中，
[0042]
[σ]
cc
为翼肋支柱的压损强度；
[0043]
l
′
为翼肋支柱的有效长度；
[0044]
ρ为翼肋支柱的回转半径；
[0045]
若l
′
/ρ≥60，则
[0046]
其中，
[0047]
e为翼肋支柱的弹性模量；
[0048]
σ
pl
为翼肋支柱材料的比例极限；
[0049]
若20《l
′
/ρ《60，则
[0050]
根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的安全裕度
[0051]
根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱整体呈t型，其最小惯性矩iu、回转半径ρ为其底缘的厚度δu、底缘的宽度b2、腹板的高度b1、腹板的厚度t1的函数，可选用通常的计算方法计算得到。
附图说明
[0052]
图1是本技术实施例提供的飞机翼肋支柱截面参数设计方法的示意图；
[0053]
图2是本技术实施例提供的飞机翼肋支柱与翼肋腹板的标注示意图；
[0054]
图3是本技术实施例提供的飞机翼肋、长桁及其支柱的标注示意图。
[0055]
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0056]
为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0057]
此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0058]
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解
其在本技术中的具体含义。
[0059]
下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
[0060]
一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法，如图1所示，包括：
[0061]
根据翼肋腹板的厚度δ，确定翼肋支柱底缘的厚度δu；
[0062]
计算翼肋支柱的最小惯性矩i
umin
；
[0063]
计算翼肋支柱截面的最小面积a
umin
；
[0064]
计算翼肋支柱的顶压载荷r0；
[0065]
计算翼肋支柱的热应力载荷r
t
；
[0066]
计算翼肋支柱截面的工作应力σ；
[0067]
计算翼肋支柱截面失稳临界应力σ
cr
；
[0068]
计算翼肋支柱的安全裕度m.s；
[0069]
在翼肋支柱的最小惯性矩i
umin
、翼肋支柱截面的最小面积a
umin
、翼肋支柱的安全裕度m.s大于0的约束下，寻求使翼肋支柱截面的面积au最小的翼肋支柱底缘的宽度b2、翼肋支柱腹板的高度b1、翼肋支柱腹板的厚度t1，如图2所示。
[0070]
对于上述实施例公开的飞机翼肋支柱截面参数设计方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计在根据翼肋腹板的厚度δ，确定翼肋支柱底缘的厚度δu的基础上，计算翼肋支柱的最小惯性矩i
umin
、最小面积a
umin
、顶压载荷r0、热应力载荷r
t
、工作应力σ、截面失稳临界应力σ
cr
、安全裕度m.s，进而在翼肋支柱的最小惯性矩i
umin
、翼肋支柱截面的最小面积a
umin
、翼肋支柱的安全裕度m.s大于0的约束下，寻求使翼肋支柱截面的面积au最小的翼肋支柱底缘的宽度b2、翼肋支柱腹板的高度b1、翼肋支柱腹板的厚度t1，即是寻求使翼肋支柱质量最小的翼肋支柱底缘的宽度b2、翼肋支柱腹板的高度b1、翼肋支柱腹板的厚度t1，确定得到翼肋支柱截面参数翼肋支柱底缘的厚度δu、翼肋支柱底缘的宽度b2、翼肋支柱腹板的高度b1、翼肋支柱腹板的厚度t1。
[0071]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，
[0072]
根据翼肋腹板的厚度δ，确定翼肋支柱底缘的厚度δu，具体如下：δ0.640.811.01.31.61.82.12.32.63.24.0》4.0δu0.640.811.01.31.31.61.61.82.12.12.0.6δ
[0073]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱截面的面积au＝b2δu+b1t1；
[0074]
其中，
[0075]
b2为翼肋支柱底缘的宽度；
[0076]
b1为翼肋支柱腹板的高度；
[0077]
t1为翼肋支柱腹板的厚度。
[0078]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的最小惯性矩
[0079]
其中，
[0080]
l为翼肋支柱间的平均间距；
[0081]
he为翼肋上下缘条的形心距离；
[0082]ks
为翼肋腹板的剪切屈曲系数。
[0083]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱截面的最小面积a
umin
＝0.3lδ。
[0084]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的顶压载荷
[0085]
其中，
[0086]
a1、a2为两侧翼肋支柱与对应内侧长桁的距离；
[0087]
p1、p2为两侧长桁的顶压载荷；
[0088]
l1、l2为与两侧翼肋之间的间距，其平均值为l；
[0089]
a1、a2为两侧长桁与对应蒙皮的面积；
[0090]
e1、e2为两侧长桁的弹性模量；
[0091]
z1、z2为两侧长桁轴线至机翼剖面形心的距离，如图3所示。
[0092]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的热应力载荷r
t
＝σ
t
.au，
[0093]
其中，
[0094]
σ
t
为翼肋支柱受到的热应力。
[0095]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱截面的工作应力
[0096]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，对于翼肋支柱截面失稳临界应力σ
cr
：
[0097]
若l
′
/ρ≤20，翼肋支柱以短柱压损破坏，截面的失稳临界应力为其压损强度，用板元法求得，σ
cr
＝[σ]
cc
；
[0098]
其中，
[0099]
[σ]
cc
为翼肋支柱的压损强度；
[0100]
l
′
为翼肋支柱的有效长度，按照翼肋支柱强度计算截面失稳临界应力时，端部支持按两端铰支考虑，支撑系数取1，翼肋支柱的有效长度在数值上等于其实际长度；
[0101]
ρ为翼肋支柱的回转半径；
[0102]
若l
′
/ρ≥60，翼肋支柱以长柱欧拉失稳破坏，截面的失稳临界应力用欧拉公式计算，
[0103]
其中，
[0104]
e为翼肋支柱的弹性模量；
[0105]
σ
pl
为翼肋支柱材料的比例极限；
[0106]
若20《l
′
/ρ《60，翼肋支柱以短柱压损、长柱欧拉失稳综合失稳破坏，截面的失稳临
界应力用约翰逊—欧拉方程计算，
[0107]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱的安全裕度
[0108]
在一些可选的实施例中，上述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法中，翼肋支柱整体呈t型，其最小惯性矩iu、回转半径ρ为其底缘的厚度δu、底缘的宽度b2、腹板的高度b1、腹板的厚度t1的函数，可选用通常的计算方法计算得到，具体可参照如下：
[0109][0110][0111][0112]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0113]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。