一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法技术

本申请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，包括：根据翼肋腹板的厚度δ，确定翼肋支柱底缘的厚度δ

【技术实现步骤摘要】
一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法


[0001]本申请属于飞机翼肋支柱截面参数设计
，具体涉及一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法。

技术介绍

[0002]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，提出本申请。
[0003]需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本专利技术的专利技术构思及技术方案，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申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

技术实现思路

[0004]本申请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。
[0005]本申请的技术方案是：
[0006]一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法，包括：
[0007]根据翼肋腹板的厚度δ，确定翼肋支柱底缘的厚度δ
u
；
[0008]计算翼肋支柱的最小惯性矩I
umin
；
[0009]计算翼肋支柱截面的最小面积A
umin
；
[0010]计算翼肋支柱的顶压载荷R0；
[0011]计算翼肋支柱的热应力载荷R
t
>；
[0012]计算翼肋支柱截面的工作应力σ；
[0013]计算翼肋支柱截面失稳临界应力σ
cr
；
[0014]计算翼肋支柱的安全裕度M.S；
[0015]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A
u
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。
[0016]根据本申请的至少一个实施例，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A
u
＝b2δ
u
+b1t1；
[0017]其中，
[0018]b2为翼肋支柱底缘的宽度；
[0019]b1为翼肋支柱腹板的高度；
[0020]t1为翼肋支柱腹板的厚度。
[0021]根据本申请的至少一个实施例，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
[0022]其中，
[0023]L为翼肋支柱间的平均间距；
[0024]h
e
为翼肋上下缘条的形心距离；
[0025]k
s
为翼肋腹板的剪切屈曲系数。
[0026]根据本申请的至少一个实施例，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。
[0027]根据本申请的至少一个实施例，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
[0028]其中，
[0029]a1、a2为两侧翼肋支柱与对应内侧长桁的距离；
[0030]P1、P2为两侧长桁的顶压载荷；
[0031]L1、L2为与两侧翼肋之间的间距；
[0032]A1、A2为两侧长桁与对应蒙皮的面积；
[0033]E1、E2为两侧长桁的弹性模量；
[0034]Z1、Z2为两侧长桁轴线至机翼剖面形心的距离。
[0035]根据本申请的至少一个实施例，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
.A
u
，
[0036]其中，
[0037]σ
t
为翼肋支柱受到的热应力。
[0038]根据本申请的至少一个实施例，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
[0039]根据本申请的至少一个实施例，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
：
[0040]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]根据本申请的至少一个实施例，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]根据本申请的至少一个实施例，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I
u
、回转半径ρ为其底缘的厚度δ
u
、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是本申请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是本申请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是本申请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]为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请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申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请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，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“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申请的限制本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机翼肋支柱截面参数设计方法，其特征在于，包括：根据翼肋腹板的厚度δ，确定翼肋支柱底缘的厚度δ
u
；计算翼肋支柱的最小惯性矩I
umin
；计算翼肋支柱截面的最小面积A
umin
；计算翼肋支柱的顶压载荷R0；计算翼肋支柱的热应力载荷R
t
；计算翼肋支柱截面的工作应力σ；计算翼肋支柱截面失稳临界应力σ
cr
；计算翼肋支柱的安全裕度M.S；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A
u
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。2.根据权利要求1所述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法，其特征在于，翼肋支柱截面的面积A
u
＝b2δ
u
+b1t1；其中，b2为翼肋支柱底缘的宽度；b1为翼肋支柱腹板的高度；t1为翼肋支柱腹板的厚度。3.根据权利要求2所述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法，其特征在于，翼肋支柱的最小惯性矩其中，L为翼肋支柱间的平均间距；h
e
为翼肋上下缘条的形心距离；k
s
为翼肋腹板的剪切屈曲系数。4.根据权利要求3所述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法，其特征在于，翼肋支柱截面的最小面积A
umin
＝0.3Lδ。5.根据权利要求4所述的飞机翼肋支柱截面参数设计方法，其特征在于，翼肋支柱的顶压载荷其中，a1、a2为两侧翼肋支柱与对应内侧长桁的距...

【专利技术属性】
技术研发人员：屈远东，殷迪，韩思聪，侯瑞，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：