一種飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及飛機結構設計技術領域，具體涉及一種飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法。
【背景技術】
[0002]飛機結構設計中通常采用多傳力路徑傳遞飛機承受的載荷，譬如機翼采用多梁式或多墻式結構布局。結構布局確定以后，根據強度和剛度的總體要求設計各傳力路徑的剛度分配，以此可以得到各傳力結構的傳載比例，通常會有主承力結構和次承力結構之分，主承力結構承載較大。
[0003]因此，希望有一種技術方案來克服或至少減輕現有技術的至少一個上述問題。
【發明內容】
[0004]本發明的目的在于提供一種飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法來克服或至少減輕現有技術中的至少一個上述問題。
[0005]為實現上述目的，本發明提供了一種飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法，所述飛機包括共同承力的飛機主承力結構以及飛機次承力結構，所述飛機主承力結構與所述飛機次承力結構所共同承力的力的來源稱為載荷源構件，其特征在于，所述飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法包括如下步驟:步驟1:確定飛機主承力結構以及飛機次承力結構之間的傳載比例，從而確定主承力結構以及飛機次承力結構的單獨傳遞的自載荷源構件處所受到的載荷值；步驟2:確定飛機次承力結構需要分擔所述飛機主承力結構的載荷值，該載荷值稱為分流載荷；步驟3:在飛機主承力結構與其它部件連接位置處的連接孔上設置空隙余量，該空隙余量用于將飛機主承力結構的抵消載荷傳遞給飛機次承力結構。
[0006]優選地，所述步驟I中確定飛機主承力結構以及飛機次承力結構之間的傳載比例通過有限元方法獲得。
[0007]優選地，所述飛機次承力結構至少為兩個。
[0008]在本發明的飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法中，通過確定分流載荷，從而在飛機主承力結構與其它部件連接位置處的連接孔上設計空隙余量，該空隙余量用于將飛機主承力結構的抵消載荷傳遞給飛機次承力結構，采用這種方法在不改變結構的剛度分布和傳載比例的前提下，有效降低主承力結構的連接結構所承擔的最大載荷，降低主承力結構連接區的應力水平，提高結構的壽命。
【附圖說明】
[0009]圖1是根據本發明第一實施例的飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法的流程示意圖。
【具體實施方式】
[0010]為使本發明實施的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。下面結合附圖對本發明的實施例進行詳細說明。
[0011]在本發明的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底” “內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明保護范圍的限制。
[0012]圖1是根據本發明第一實施例的飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法的流程示意圖。
[0013]飛機上通常包括共同承力的飛機主承力結構以及飛機次承力結構，飛機主承力結構與飛機次承力結構所共同承力的力的來源稱為載荷源構件。
[0014]本發明所提供的飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法包括如下步驟:步驟1:確定飛機主承力結構以及飛機次承力結構之間的傳載比例，從而確定主承力結構以及飛機次承力結構的單獨傳遞的自載荷源構件處所受到的載荷值；步驟2:確定飛機次承力結構需要分擔所述飛機主承力結構的載荷值，該載荷值稱為分流載荷；步驟3:在飛機主承力結構與其它部件連接位置處的連接孔上設置空隙余量，該空隙余量用于將飛機主承力結構的抵消載荷傳遞給飛機次承力結構。
[0015]優選地，所述步驟I中確定飛機主承力結構以及飛機次承力結構之間的傳載比例通過有限元方法獲得。
[0016]優選地，所述飛機次承力結構至少為兩個。
[0017]在本發明的飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法中，通過確定分流載荷，從而在飛機主承力結構與其它部件連接位置處的連接孔上設計空隙余量，該空隙余量用于將飛機主承力結構的抵消載荷傳遞給飛機次承力結構，采用這種方法在不改變結構的剛度分布和傳載比例的前提下，有效降低主承力結構的連接結構所承擔的最大載荷，降低主承力結構連接區的應力水平，提高結構的壽命。
[0018]為了方便理解，下面以舉例的方式對本申請進行舉例闡述。可以理解的是，該舉例并不構成對本發明的任何限制。
[0019]以多梁連接機翼為例。
[0020]多梁連接機翼包括四根梁，其中，主承力結構為第2梁、第3梁，次承力結構為第I
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[0021]根據第1、2、3、4梁連接處的幾何尺寸及連接形式，合理模擬(通過有限元方法)連接處的剛度，通過仿真分析，確定各承力構件的傳載比例為1:3.5:4.5:1，通過錯峰分流設計后，各承力構件的傳載比例為2:2.625:3.375:2。
[0022]假定分流載荷為總載荷的25%，由次承力結構第I梁、第4梁先承受。其余75%總載荷由第I梁、第2梁、第3梁、第4梁共同承受。計算出次承力結構第I梁、第4梁載荷增大10%，通過計算第I梁、第4梁結構滿足強度設計要求，強度裕度為12%。因此確定分流載荷為總載荷的25%
[0023]假定分流載荷先由第I梁、第4梁承擔，計算第I梁、第4梁連接處的變形，計算出變形當量到第2梁、第3梁連接處的位移，此位移即為第2梁、第3梁結構連接處設置的間隙。
[0024]最后需要指出的是:以上實施例僅用以說明本發明的技術方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解:其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發明各實施例技術方案的精神和范圍。
【主權項】
1.一種飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法，所述飛機包括共同承力的飛機主承力結構以及飛機次承力結構，所述飛機主承力結構與所述飛機次承力結構所共同承力的力的來源稱為載荷源構件，其特征在于，所述飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法包括如下步驟: 步驟1:確定飛機主承力結構以及飛機次承力結構之間的傳載比例，從而確定主承力結構以及飛機次承力結構的單獨傳遞的自載荷源構件處所受到的載荷值； 步驟2:確定飛機次承力結構需要分擔所述飛機主承力結構的載荷值，該載荷值稱為分流載荷； 步驟3:在飛機主承力結構與其它部件連接位置處的連接孔上設置空隙余量，該空隙余量用于將飛機主承力結構的抵消載荷傳遞給飛機次承力結構。2.如權利要求1所述的飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法，其特征在于，所述步驟I中確定飛機主承力結構以及飛機次承力結構之間的傳載比例通過有限元方法獲得。3.如權利要求2所述的飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法，其特征在于，所述飛機次承力結構至少為兩個。
【專利摘要】本發明公開了一種飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法。所述飛機結構連接載荷錯峰分流設計方法包括如下步驟：步驟1：確定飛機主承力結構以及飛機次承力結構之間的傳載比例，從而確定主承力結構以及飛機次承力結構的單獨傳遞的自載荷源構件處所受到的載荷值；步驟2：確定飛機次承力結構需要分擔所述飛機主承力結構的載荷值，該載荷值稱為分流載荷；步驟3：在飛機主承力結構與其它部件連接位置處的連接孔上設置空隙余量，該空隙余量用于將飛機主承力結構的抵消載荷傳遞給飛機次承力結構。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105335572
【申請號】CN201510829599
【發明人】邱濤, 楊方, 李偉, 李金鳳, 徐靜
【申請人】中國航空工業集團公司沈陽飛機設計研究所
【公開日】2016年2月17日
【申請日】2015年11月24日