一种飞机矩形气密舱变形计算方法技术

本申请属于航空结构强度分析领域，为一种飞机矩形气密舱变形计算方法，对于非常规布局矩形气密舱，先建立矩形气密舱力学模型，根据力学模型结构对称、载荷对称的特点再次简化力学模型为1/4结构模型，先计算1/4模型角点处的弯矩，再计算整个模型长边和短边的变形方程，能够得到力学模型在任意尺寸下的变形量，从而得到变形规律；通过本发明专利技术计算获得的变形方程能够得到准确且唯一的任意尺寸下的矩形气密舱变形情况，不需要采用有限元分析，计算简单，且能够进行强度分析自动化的集成，具有广泛的适用性。适用性。适用性。

【技术实现步骤摘要】
一种飞机矩形气密舱变形计算方法


[0001]本申请属于航空结构强度分析领域，特别涉及一种飞机矩形气密舱变形计算方法。

技术介绍

[0002]随着航空技术的发展，现代飞行器可以在广泛的空间范围内飞行。飞行高度高，飞行速度大，给飞机设备和机上人员的工作效率带来不利的影响。为了保证飞机座舱内的合适环境需要对座舱进行空气调节。气密座舱是飞机座舱环境控制系统的调节对象，是对旅客和机组人员提供舒适而安全的生活和工作环境的基本技术保证，飞机的气密舱是飞机重要构件之一。
[0003]翼身融合布局飞机具有大升阻比、低阻力、低噪声等优点，是未来飞机最具潜力的发展方向之一。翼身融合式布局飞机结构与传统飞机结构最主要的区别就是压力舱由传统的圆筒形变成为扁平的矩形盒子形状，如图2所示，由此使得飞机结构的受力形式发生了巨大的变化。
[0004]变形计算是飞机强度设计中的一项重要内容，应用有限元软件可以得到较为精确的变形计算结果，但是对于网格密度的选取、边界条件和载荷的施加等均有一定要求，不同的设计人员可能计算得到差异较大的结果。同时，进行有限元分析比较繁琐，且当结构尺寸改变时，需要重新建立有限元模型进行计算，且不利于强度分析自动化的集成。因此，在飞机设计中，应用本专利技术进行强度设计是不可或缺的。而现阶段缺少非常规布局矩形气密舱变形计算的本专利技术。

技术实现思路

[0005]本申请的目的是提供了一种飞机矩形气密舱变形计算方法，以解决现有技术中采用有限元分析对气密舱进行变形计算时计算繁琐、不同设计人员差异较大的问题。
[0006]本申请的技术方案是：一种飞机矩形气密舱变形计算方法，包括，
[0007]建立矩形气密舱简化的力学模型；以左下角点为坐标原点o，建立坐标系，x轴向右为正，y轴向上为正，z轴符合右手坐标系；根据对称性，建立简化的1/4结构模型，计算1/4结构模型角点处的弯矩值；分析并计算力学模型中长边和短边的变形方程；根据变形方程，分别研究力学模型长边和短边在不同长宽比下的变形特点，得出变形规律。
[0008]优选地，所述1/4结构模型角点处的弯矩值M
o
计算方法为在对称剖面位置K处，剪力F
q
为0，设定弯矩以内表面拉伸为正、剪力以使微元顺时针旋转为正，以轴向拉伸为正；根据对称性，得到K点处的轴力F
NK
为F
NK
＝qL/2，其中q为单位长度上气密舱的内压载荷，L为气密舱剖面的长边长度，H为气密舱剖面的短边长度，矩形气密舱剖面的弯矩刚度为EI；根据载荷平衡，得到角点处的弯矩值大小M
o
为
[0009][0010]根据结构对称性，力学模型内四个角点的弯矩值大小均相同。
[0011]优选地，所述长边变形方程的计算方法为
[0012][0013]优选地，所述短边变形方程的计算方法为
[0014][0015]优选地，所述长边变形规律的计算方法为
[0016]令BC边变形方程的一阶导数为0，得到
[0017][0018]根据x2≥L，x3≤0，得到有效极值点仅有一个
[0019]根据
[0020][0021]得到BC边的挠度函数为凸函数，在处有极大值，且极大值v
m
为
[0022][0023]优选地，设定矩形舱体剖面的长宽比为k，即L/H＝k，令DC边变形方程的一阶导数为0得到变形规律，所述短边变形规律的计算方法为
[0024]当k＝1或时，DC边变形方程存在一个极值点根据
[0025][0026]得到处为极大值；
[0027]当时，DC边变形方程存在三个极值点
[0028][0029]u(y2)
″
＝u(y3)
″
＞0，y2、y3为两个极小值点；u(y1)
″
＜0，y1为极大值点；
[0030]极大值记为u
m
，且有
[0031][0032]设定极大值点为u
m
≤0，得到当长宽比为时，气密舱结构短边变形全部为负。
[0033]本申请的一种飞机矩形气密舱变形计算方法，对于非常规布局矩形气密舱，先建立矩形气密舱力学模型，根据力学模型结构对称、载荷对称的特点再次简化力学模型为1/4结构模型，先计算1/4模型角点处的弯矩，再计算整个模型长边和短边的变形方程，能够得到力学模型在任意尺寸下的变形量，从而得到变形规律；通过本专利技术计算获得的变形方程能够得到准确且唯一的任意尺寸下的矩形气密舱变形情况，不需要采用有限元分析，计算简单，且能够进行强度分析自动化的集成，具有广泛的适用性。
附图说明
[0034]为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
[0035]图1为本申请整体流程示意图；
[0036]图2为
技术介绍
结构示意图；
[0037]图3为本申请力学模型结构示意图；
[0038]图4为本申请1/4结构模型示意图；
[0039]图5为本申请BC边受力示意图；
[0040]图6为本申请长边任意剖面处受力示意图；
[0041]图7为本申请DC边受力示意图；
[0042]图8为本申请短边任意剖面处受力示意图；
[0043]图9为本申请k＝1时的舱体短边变形示意图；
[0044]图10为本申请时的舱体短边变形示意图；
[0045]图11为本申请时的舱体短边变形示意图；
[0046]图12为本申请时的舱体短边变形示意图；
[0047]图13为本申请时的舱体短边变形示意图；
[0048]图14为本申请代入具体数据的算例示意图；
[0049]图15为本申请代入具体数据的计算变形结果示意图；
[0050]图16为有限元长边和短边计算结果图；
[0051]图17为有限元短边计算结果放大图。
具体实施方式
[0052]为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0053]一种飞机矩形气密舱变形计算方法，如图1所示，包括以下步骤：
[0054]步骤S100，建立矩形气密舱简化的力学模型；
[0055]其简化的力学模型图见图3。
[0056]图3中，q为单位长度上气密舱的内压载荷，L为气密舱剖面的长边长度，H为气密舱剖面的短边长度，矩形气密舱剖面的弯矩刚度为EI；
[0057]气密舱左下、左上、右上、右下四个点分别记为A、B、C、D；
[0058]以左下角点A为坐标原点o，建立坐标系，x轴向右为正，y轴向上为正，z轴符合右手坐标系。
[0059]如图4所示，步骤S200，根据对称性，建立简化的1/4结构模型，计算1/4结构模型角点处的弯矩值；
[0060]由于力学模本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机矩形气密舱变形计算方法，其特征在于：包括，建立矩形气密舱简化的力学模型；以左下角点为坐标原点o，建立坐标系，x轴向右为正，y轴向上为正，z轴符合右手坐标系；根据对称性，建立简化的1/4结构模型，计算1/4结构模型角点处的弯矩值；分析并计算力学模型中长边和短边的变形方程；根据变形方程，分别研究力学模型长边和短边在不同长宽比下的变形特点，得出变形规律。2.如权利要求1所述的飞机矩形气密舱变形计算方法，其特征在于：所述1/4结构模型角点处的弯矩值M
o
计算方法为在对称剖面位置K处，剪力F
q
为0，设定弯矩以内表面拉伸为正、剪力以使微元顺时针旋转为正，以轴向拉伸为正；根据对称性，得到K点处的轴力F
NK
为F
NK
＝qL/2，其中q为单位长度上气密舱的内压载荷，L为气密舱剖面的长边长度，设定H为气密舱剖面的短边长度，矩形气密舱剖面的弯矩刚度为EI；根据载荷平衡，得到角点处的弯矩值大小M
o
为根据结构对称性，力学模型内四个角点的弯矩值大小均相同。3.如权利要求2所述的飞机矩...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏雁飞，张彬，冯蕾蕾，
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：