一种机身主承力加强框的设计方法技术

本发明专利技术公开了一种机身主承力加强框的设计方法，属于飞机机体设计技术领域。所述机身主承力加强框的设计方法包括以下步骤：步骤1：确定机身主承力加强框在受到主载荷时的内力分布；步骤2：建立机身主承力加强框的模型，并施加设计载荷，确定机身主承力加强框的应力分布和位移分布；步骤3：对所述机身主承力加强框的模型进行优化；步骤4：进行机身主承力加强框的模型与发动机推力销内侧接头的模型的一体化设计；本发明专利技术机身主承力加强框的设计方法采用一体化设计大幅减少了连接件，减轻了结构重量，提高结构完整性，增加了结构疲劳及振动性能，提高了结构的可靠性，同时缩短零件制造周期。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞机机体设计
，具体涉及一种机身主承力加强框的设计方法。
技术介绍
在飞机设计
，传统飞机机身结构上，传递发动机推力的机身主承力加强框，一般采用分段设计然后通过机械连接或焊接形式组合，发动机推力销内侧接头与加强框亦采用机械连接形式组合。这样结构形式重量大、零件多、机械连接和焊接处容易出现应力集中导致疲劳失效、生产周期长、结构整体性不好等问题。因此，希望有一种新的技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本专利技术的目的：为了解决上述问题，本专利技术提出了一种机身主承力加强框的设计方法，采用兼顾结构设计要求和生产工艺能力结合的方法对主承力加强框结构进行一体化设计，提高了结构的完整性和结构的可靠性。本专利技术的技术方案：一种机身主承力加强框的设计方法，所述机身主承力加强框用于传递飞机的发动机的推力，所述机身主承力加强框的设计方法包括：步骤1：确定机身主承力加强框在受到主载荷时的内力分布；步骤2：建立机身主承力加强框的模型，并施加设计载荷，确定机身主承力加强框的应力分布和位移分布；步骤3：对所述机身主承力加强框的模型进行优化；步骤4：进行机身主承力加强框的模型与发动机推力销内侧接头的模型的一体化设计；步骤5：进行机身主承力加强框的整体锻造一体化设计。优选地，所述建立机身主承力加强框的模型具体为：根据飞机气动外形及发动机布局确定筋条占位建立机身主承力加强框的有限元模型。优选地，确定机身主承力加强框的应力分布和位移分布具体为：在全机工况以及发动机工况中选择严重工况数据，并通过严重工况数据计算机身主承力加强框的应力分布和位移分布。优选地，在有限元分析的基础上对所述机身主承力加强框的模型进行优化具体为：在严重工况数据下对机身主承力加强框的重量为目标函数进行结构参数优化，包括腹板厚度、筋条和缘条的高度、厚度，反复迭代后优化重量收敛，得到加强框的基本尺寸。优选地，所述有限元分析模型为板杆结构并包含材料及尺寸参数。本专利技术的技术效果：本专利技术机身主承力加强框的设计方法采用一体化设计大幅减少了连接件，减轻了结构重量，提高结构完整性，增加了结构疲劳及振动性能，提高了结构的可靠性，同时缩短零件制造周期。附图说明图1为本专利技术一种机身主承力加强框的设计方法的一优选实施例的流程示意图。具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。图1为本专利技术一种机身主承力加强框的设计方法的流程示意图；如图1所示的机身主承力加强框的设计方法用于传递飞机的发动机的推力，该机身主承力加强框的设计方法包括：1)确定机身主承力加强框在受到主载荷时的内力分布；该主承力加强框在全机载荷下，尤其在飞机做翻滚动作时，主承力加强框承受着尾量及蒙皮扭转力，在该扭转力作用下框内力沿着框缘条分布。2)建立机身主承力加强框的模型，并施加设计载荷，确定机身主承力加强框的应力分布；该加强框除了受全机气动载荷外，还承受发动机推力载荷、垂尾载荷、水平拉杆载荷、全机起吊载荷和平尾载荷等集中载荷，飞机在不同的飞行状态下，以上的每种载荷大小及方向会有很大不同，所以我们给出了多种工况，每种工况体现了飞机在不同飞行状态下加强框承受所有载荷的叠加和耦合。通过有限元分析得出，在发动机载荷和全机载荷下，最终我们选取耦合载荷最大的几种工况进行有限元分析得出，在发动机载荷下应力集中区主要分布在推力销接头及水平拉杆接头附近，在全机载荷下应力集中区主要分布在垂尾接头附近，但均表现为应力值高，分布范围较小等特点。3)对机身主承力加强框的模型进行优化；首先建立有限元分析模型，通过划分网格并添加属性对有限元模型进行加载，属性根据已有数据和经验数据加载，接下来进行优化，优化原则为划分关键区和非关键区，并添加失效准则进行优化迭代，最终确定腹板及缘条厚度，筋条厚度及高度。4)进行机身主承力加强框的模型与发动机推力销内侧接头的模型的一体化设计；方案一：主推力销内侧接头与主承力加强框分体，接头穿框。该结构优点为：锻件厚度小，锻造工艺易实现。缺点为：结构形式复杂，连接多，螺栓受拉，传力性能不好；方案二：采取推力销内侧接头与主承力加强框一体的结构形式。该结构优点为：形式连接少，结构完整性好，传力直接。缺点为：锻件厚度大，锻造工艺难度大。由于锻造能力提升，在锻造厚度增大情况下能够保证锻件性能，所以最终采用连接少，结构完整性好的方案二。5)进行机身主承力加强框的整体锻造一体化设计。传统工艺为分段锻造焊接而成，焊接工艺复杂，焊接质量不稳定，重量较大，焊缝为薄弱部位，疲劳性能不好。新工艺为一体化的整框锻造，结构效率高，重量较小，结构完整性好。该加强框为后机身主承力构件，其工艺方案分为两种，第一种方案为传统工艺，分段锻造焊接而成，其优点锻造工艺实现相对容易，成本低；缺点是焊接工艺复杂，焊接质量不稳定，重量较大，焊缝为薄弱部位，疲劳性能不好；第二种方案为新工艺，即一体化的整框锻造，其优点是结构效率高，重量较小，结构完整性好；缺点是锻造工艺复杂，成本高；为了提高加强框结构完整性，采用整体锻造工艺方案。在本实施例中，建立机身主承力加强框的模型具体为为板杆结构并赋予材料及尺寸等参数：根据飞机气动外形及发动机布局确定筋条占位，从而建立机身主承力加强框的模型。根据有限元分析、应力分布和减重需求，对应力较大区域，我们增加了腹板厚度和筋条布置，提高了结构稳定性，对筋条进行了结构布置和详细设计，同时在载荷传递方向上布置筋条，以便更好的传递载荷。在本实施例中，确定机身主承力加强框的应力分布和位移分布具体为：在全机44种工况中选择11种严重工况数据，在发动机20种工况中选择6种严重工况，并通过上述严重工况的数据计算机身主承力加强框的应力分布和位移分布。在本实施例中，在有限元分析的基础上对所述机身主承力加强框的模型进行优化具体为：在相同的严重工况数据下对机身主承力加强框的重量为目标函数进行结构参数优化，包括腹板厚度、筋条和缘条的高度、厚度，确定失效准则，反复迭代后优化重量收敛，得到加强框的基本尺寸，再根据工程圆整原则调整结构参数，迭代收敛后，得出满足强度、刚度、和重量指标的设计最终结果，作为模型详细设计工作的参考。在本实施例中，结合有限元分析及优化结果、协调关系、重量、强度以及工艺要求，最终确定加强框一体化设计的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种机身主承力加强框的设计方法，所述机身主承力加强框用于传递飞机的发动机的推力，其特征在于，所述机身主承力加强框的设计方法包括：步骤1：确定机身主承力加强框在受到主载荷时的内力分布；步骤2：建立机身主承力加强框的模型，并施加设计载荷，确定机身主承力加强框的应力分布和位移分布；步骤3：对所述机身主承力加强框的模型进行优化；步骤4：进行机身主承力加强框的模型与发动机推力销内侧接头的模型的一体化设计；步骤5：进行机身主承力加强框的整体锻造一体化设计。

【技术特征摘要】
1.一种机身主承力加强框的设计方法，所述机身主承力加强框用于传递飞机的发动机的推力，其特征在于，所述机身主承力加强框的设计方法包括：步骤1：确定机身主承力加强框在受到主载荷时的内力分布；步骤2：建立机身主承力加强框的模型，并施加设计载荷，确定机身主承力加强框的应力分布和位移分布；步骤3：对所述机身主承力加强框的模型进行优化；步骤4：进行机身主承力加强框的模型与发动机推力销内侧接头的模型的一体化设计；步骤5：进行机身主承力加强框的整体锻造一体化设计。2.如权利要求1所述的机身主承力加强框的设计方法，其特征在于，所述建立机身主承力加强框的模型具体为：根据飞机气动外形及发动机布局确定筋条占位建立机身主承力加强框的...

【专利技术属性】
技术研发人员：张宇，许平，穆泉旭，杨洋，苏志星，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21