飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法技术

飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法，该方法基于薄壁工程梁理论，确定飞行器项目初期的机翼和机身薄壁加筋壁板方案。薄壁加筋壁板初始尺寸设计是一项具有挑战性和判断性的工作，方案设计定义的初始尺寸是否合理，直接影响后续设计工作。理想的壁板结构要充分满足静强度设计、疲劳损伤容限设计、制造与维修等设计要求。在初始尺寸设计过程中，分析方法或是待分析结构两者中简化任何一个，都会提高项目成本效益。在方案设计阶段，满足静强度要求的前提下，进一步引入制造和维修要求，可以获得更优化的初始尺寸。在强度要求满足的情况下，通过制造、维修等设计要求对结构进行初始尺寸定义，不仅符合结构轻量化设计要求，而且提高了设计效率。

Optimal design method for initial size of aircraft wing fuselage thin wall structure

Based on the theory of thin-walled engineering beam, the optimal design method for thin-walled structure of aircraft wing and fuselage is presented. The initial design scheme of thin-walled stiffened panels of aircraft wing and fuselage is determined. Initial dimension design of thin-walled stiffened panels is a challenging and judgmental work. Whether the initial dimension defined in the scheme design is reasonable or not directly affects the follow-up design work. The ideal panel structure should fully meet the design requirements of static strength design, fatigue damage tolerance design, manufacturing and maintenance. In the process of initial dimension design, simplifying either the analytical method or the structure to be analyzed will improve the cost-effectiveness of the project. In the scheme design stage, under the premise of satisfying the static strength requirement, further introducing the manufacturing and maintenance requirements can obtain the optimized initial size. When the strength requirement is satisfied, the initial dimension of the structure is defined according to the design requirement of manufacture and maintenance, which not only meets the lightweight design requirement of the structure, but also improves the design efficiency.

【技术实现步骤摘要】
飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法
本专利技术涉及军用飞机、民用飞机、航天飞机、火箭等飞行器机翼、机身薄壁结构初始尺寸设计方法，可用于一般薄壁加筋结构初始尺寸设计，属于薄壁结构设计方法领域。
技术介绍
由于现代工程对于安全性、经济性的需要，薄壁结构广泛出现于各种工程结构中，如航空、航天、桥梁、造船、建筑等领域。薄壁结构无论从强度、刚度、重量和经济性等方面都具有显著的优越性，在满足强度和刚度要求的条件下可以获得更轻的结构重量。飞行器机翼机身薄壁加筋结构的设计、制造与试验技术是全机系统化研制过程的关键技术之一。结构设计在确保可靠性、舒适性的前提下，产品轻量化设计备受设计人员关注。飞行器研制过程是一个从粗到细，逐步迭代、优化的过程，在成本控制的基础上，设计优化开始的越早，理论上得到的设计方案越合理。与此同时，结构方案设计过多依靠总体工程师、结构工程师的经验和参考相应型号的构型。由于时间紧、数据少，强度工程师在方案制定和设计过程中介入不够，不能提供一种或几种满足强度要求的优化方案，并且过多依赖Patran&Nastran有限元分析软件。其主要原因在于设计人员对薄壁结构刚度和强度研究不够透彻，对壁板的装配和维修缺乏了解。
技术实现思路
针对以上问题，本专利技术创造提出了一种机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法，可广泛地应用于军用飞机、民用飞机、航天飞机、火箭等飞行器机翼、机身薄壁结构的方案设计，规范了分析方法，可以提高工作效率，缩短设计周期，降低研发成本。为了实现上述目的，本专利技术创造采用的技术方案为：飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法，其特征在于，其步骤为：1)根据飞行器机翼、机身的总体布局，规划横向加强件和纵向件的位置，计算出飞行器机翼、机身薄壁结构方案设计的剖面载荷及基本结构定义；2)根据飞行器剖面定义及剖面载荷，计算蒙皮、纵向件应力，确定应力水平分布及峰值；3)根据飞行器机翼、机身壁板的强度、制造和维修要求，确定部分壁板截面参数的最小尺寸，其中包括：3.1)蒙皮厚度tp：根据蒙皮的强度和壁板连接的维修性决定；3.2)纵向件外缘条宽度wsf：定义wsf1为连接蒙皮与纵向件的紧固件轴线到纵向件腹板的距离，则外缘条宽度满足如下要求：wsf＝wsf1+wsf2+tw＝3Rf+RB+tw+Δ其中：wsf2为紧固件的边距值，wsf2＝2Rf+Δ；Rf为紧固件直径；tw为纵向件腹板厚度；RB为纵向件弯曲半径；Δ为容差值，可以取1mm；3.3)纵向件外缘条厚度tsf：纵向件外缘条厚度需要满足如下要求：0.7tp＜tsf其中：tp为蒙皮厚度；tsf为纵向件外缘条厚度；当蒙皮厚度确定之后，相应得到tsf,min＝0.7tp。4)定义纵向件截面设计变量，通过设计分析4.1)-4.2)中的参数，构建约束条件，确定设计变量的可行性空间；4.1)检查纵向件刚度：4.1.1)校核纵向件内缘条对纵向件腹板的支持刚度；4.1.2)在压缩载荷作用下，校核纵向件对蒙皮的支持刚度；4.1.3)在剪切载荷作用下，校核纵向件对蒙皮的支持刚度；4.2)对纵向件单元进行稳定性分析，计算临界失稳应力；5)定义方案设计阶段的设计变量和约束条件，最终构建设计变量的可行性空间。若方案设计选取的设计变量在可行性空间范围内，则满足强度、刚度、制造等设计要求，可以选为结构设计方案；设计变量：X＝[x1,x2,x3,x4]其中：x1为纵向件内缘条宽度；x2为纵向件内缘条厚度；x3为纵向件高度；x4为纵向件腹板厚度。约束条件：其中：Ir为纵向件相对蒙皮中性轴的惯性矩；Ir＝Istr+Astr·(ycg+tp/2)2ycg为纵向件形心高度；Istr为纵向件剖面惯性矩；Astr为纵向件剖面面积；Astr＝x1x2+x3x4+wsftsfW为相邻纵向件间距；τcr为蒙皮剪切屈曲临界应力；L为相邻横向加强件间距；Nz为飞行器剖面在形心位置的轴力；A为飞行器剖面的总面积；Ix为飞行器剖面的惯性矩；Mx为飞行器剖面在形心位置的弯矩；tsf为纵向件外缘条厚度；wsf为纵向件外缘条宽度；tp为蒙皮厚度；R为飞行器剖面半径；Estr为纵向件材料的压缩弹性模量；Eskin为蒙皮材料的压缩弹性模量；L′为纵向件的有效长度，方案设计阶段可以取L'＝L；ρ为纵向件剖面回转半径，所述的步骤1)中，根据横向加强件和纵向件的布局，定义飞行器机翼和机身剖面纵向件布局基本构型。结合工程梁理论，可以计算出剖面形心位置弯矩Mx、扭矩Mz、轴力Nz和剪力Qy；所述的步骤3.1)中，蒙皮的强度：要求蒙皮在α倍极限载荷下不发生局部失稳，则蒙皮应力为：其中：τ为蒙皮应力；τM为剖面扭矩作用下产生的蒙皮剪应力；τQ为剖面剪力作用下产生的蒙皮剪应力；α为蒙皮初始屈曲极限载荷系数；Mz为飞行器剖面在形心位置的扭矩；tp为蒙皮厚度；R为飞行器剖面半径；Qy为飞行器剖面在形心位置的剪力；θi为纵向件与飞行器剖面坐标系夹角；n为飞行器剖面纵向件总数；n′为飞行器剖面静距最大时的纵向件个数；蒙皮的弹性失稳临界应力按照四边简支平板屈曲分析方法进行计算，根据壁板总体布局，可以获得蒙皮单元长度为L，单元宽度为W。在剪切载荷下，平板剪切屈曲临界载荷计算为：其中：τcr为平板剪切屈曲临界应力；ks为平板剪切屈曲系数；W为相邻纵向件间距；L为相邻横向加强件间距；D为平板的抗弯刚度；Eskin为蒙皮材料的压缩弹性模量；υ为蒙皮材料的泊松比。蒙皮剪切屈曲安全裕度计算为：通过安全裕度计算MS＝0，得到蒙皮弹性失稳临界厚度tbuckling。所述的步骤3.1)中，壁板连接的维修性：从飞行器气动要求出发，蒙皮上的紧固件采用埋头形式。而从维修角度考虑，按照紧固件大一级型号设计连接的相关结构尺寸。设紧固件埋头深度tcsk，为了提高连接位置疲劳性能，要求蒙皮厚度tp满足如下要求：tp≥1.5tcsk综合强度和维修性要求，可以得到蒙皮临界厚度为：tp,min＝max(1.5tcsk,tbuckling)其中：tcsk为紧固件埋头深度；tbuckling为蒙皮弹性失稳临界厚度。本专利技术创造的有益效果为：上述方法基于薄壁工程梁理论分析出蒙皮、纵向件结构应力水平分布，确定薄壁结构中蒙皮、纵向件应力峰值。根据薄壁结构制造和维修要求，定义蒙皮、纵向件部分截面尺寸。在满足强度要求和刚度要求的情况下，规划出纵向件截面尺寸的可设计空间，实现方案的选取和优化。不仅可以完成机翼机身薄壁结构方案设计，而且实现了设计、制造、维修一体的轻量化目标。附图说明图1：实施例1中机身剖面构型示意图。图2：实施例1中机翼剖面构型示意图。图3：实施例1中Z形纵向件截面定义示意图。图4：实施例1中机身剖面剪流分布示意图。图5：实施例1中纵向件编号示意图。图6：实施例1中纵向件紧固件连接示意图。图7a：实施例1中四维空间函数，当x3为24时的可行性空间对比图。图7b：实施例1中四维空间函数，当x3为26时的可行性空间对比图。图8a：实施例1中二维坐标系下，设计变量x1为6、x3为26时的可行性空间对比图。图8b：实施例1中二维坐标系下，设计变量x1为8、x3为26时的可行性空间对比图。具体实施方式飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法，具体通过以下步骤完成：1)汇总机翼机身本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法，其特征在于，其步骤为：1)根据飞行器机翼、机身的总体布局，规划出横向加强件和纵向件的位置，计算出飞行器机翼、机身薄壁结构方案设计的剖面载荷及基本结构定义；2)根据飞行器剖面定义及剖面载荷，计算蒙皮、纵向件应力，确定应力水平分布及峰值；3)根据飞行器机翼、机身壁板的强度、制造和维修要求，确定部分壁板截面参数的最小尺寸，其中包括：3.1)蒙皮厚度tp：根据蒙皮的强度和壁板连接的维修性决定；3.2)纵向件外缘条宽度wsf：定义wsf1为连接蒙皮与纵向件的紧固件轴线到纵向件腹板的距离，则外缘条宽度wsf满足如下要求：wsf＝wsf1+wsf2+tw＝3Rf+RB+tw+Δ其中：wsf2为紧固件的边距值，wsf2＝2Rf+Δ；Rf为紧固件直径；tw为纵向件腹板厚度；RB为纵向件弯曲半径；Δ为容差值，可以取1mm；3.3)纵向件外缘条厚度tsf：纵向件外缘条厚度需要满足如下要求：0.7tp＜tsf其中：tp为蒙皮厚度；tsf为纵向件外缘条厚度。当蒙皮厚度确定之后，相应得到tsf,min＝0.7tp；4)定义纵向件截面设计变量，通过设计分析4.1)‑4.2)中的参数，构建约束条件，确定设计变量的可行性空间；4.1)检查纵向件刚度：4.1.1)校核纵向件内缘条对纵向件腹板的支持刚度；4.1.2)在压缩载荷作用下，校核纵向件对蒙皮的支持刚度；4.1.3)在剪切载荷作用下，校核纵向件对蒙皮的支持刚度；4.2)对纵向件单元进行稳定性分析，计算临界失稳应力；5)定义方案设计阶段的设计变量和约束条件，最终构建设计变量的可行性空间。若方案设计选取的设计变量在可行性空间范围内，则满足强度、刚度、制造等设计要求，可以选为结构设计方案；设计变量：X＝[x1,x2,x3,x4]其中：x1为纵向件内缘条宽度；x2为纵向件内缘条厚度；x3为纵向件高度；x4为纵向件腹板厚度。约束条件：...

【技术特征摘要】
1.飞行器机翼机身薄壁结构初始尺寸优化设计方法，其特征在于，其步骤为：1)根据飞行器机翼、机身的总体布局，规划出横向加强件和纵向件的位置，计算出飞行器机翼、机身薄壁结构方案设计的剖面载荷及基本结构定义；2)根据飞行器剖面定义及剖面载荷，计算蒙皮、纵向件应力，确定应力水平分布及峰值；3)根据飞行器机翼、机身壁板的强度、制造和维修要求，确定部分壁板截面参数的最小尺寸，其中包括：3.1)蒙皮厚度tp：根据蒙皮的强度和壁板连接的维修性决定；3.2)纵向件外缘条宽度wsf：定义wsf1为连接蒙皮与纵向件的紧固件轴线到纵向件腹板的距离，则外缘条宽度wsf满足如下要求：wsf＝wsf1+wsf2+tw＝3Rf+RB+tw+Δ其中：wsf2为紧固件的边距值，wsf2＝2Rf+Δ；Rf为紧固件直径；tw为纵向件腹板厚度；RB为纵向件弯曲半径；Δ为容差值，可以取1mm；3.3)纵向件外缘条厚度tsf：纵向件外缘条厚度需要满足如下要求：0.7tp＜tsf其中：tp为蒙皮厚度；tsf为纵向件外缘条厚度。当蒙皮厚度确定之后，相应得到tsf,min＝0.7tp；4)定义纵向件截面设计变量，通过设计分析4.1)-4.2)中的参数，构建约束条件，确定设计变量的可行性空间；4.1)检查纵向件刚度：4.1.1)校核纵向件内缘条对纵向件腹板的支持刚度；4.1.2)在压缩载荷作用下，校核纵向件对蒙皮的支持刚度；4.1.3)在剪切载荷作用下，校核纵向件对蒙皮的支持刚度；4.2)对纵向件单元进行稳定性分析，计算临界失稳应力；5)定义方案设计阶段的设计变量和约束条件，最终构建设计变量的可行性空间。若方案设计选取的设计变量在可行性空间范围内，则满足强度、刚度、制造等设计要求，可以选为结构设计方案；设计变量：X＝[x1,x2,x3,x4]其中：x1为纵向件内缘条宽度；x2为纵向件内缘条厚度；x3为纵向件高度；x4为纵向件腹板厚度。约束条件：其中：Ir为纵向件相对蒙皮中性轴的惯性矩；Ir＝Istr+Astr·(ycg+tp/2)2ycg为纵向件形心高度；Istr为纵向件剖面惯性矩；Astr为纵向件剖面面积；Astr＝x1x2+x3x4+wsftsfW为相邻纵向件间距；τcr为蒙皮剪切屈曲临界应力；L为相邻横向加强件间距；Nz为飞行器剖面在形心位置的轴力；tp为蒙皮厚度；tsf为纵向件外缘条...

【专利技术属性】
技术研发人员：李旭，贾大炜，刘磊，许美娟，杜芳静，
申请(专利权)人：中航沈飞民用飞机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：辽宁,21