一种飞机机身浮框与机身蒙皮连接结构的疲劳分析方法与流程

1.本技术属于飞机机身浮框与机身蒙皮连接结构的疲劳分析技术领域，具体涉及一种飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法。


背景技术：

2.飞机上机身浮框与机身蒙皮之间通过剪切角片以铆钉连接，机身浮框与机身蒙皮的连接结构是飞机上疲劳的关键部位，在飞机设计阶段需要对其进行疲劳分析。
3.当前，在飞机设计阶段，对机身浮框与机身蒙皮的连接结构多是采用试验的方法进行疲劳分析，耗费较大，且效率较低，致使飞机的设计周期延长。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，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技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：
8.一种飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法，包括：
9.以剪切角片与机身浮框腹板连接处的钉孔部位为疲劳计算细节部位i，以剪切角片与机身蒙皮连接处的钉孔部位为疲劳计算细节部位ii；
10.计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的细节疲劳额定值 dfr；
11.构建疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii不同工况下的应力谱；
12.计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的最大应力、最小应力比r
gag
；
13.计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的地-空-地损伤比λ；
14.计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的地-空-地当量循环数nd；
15.计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的地-空-地循环许用应力[σ
max
]；
[0016]
计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的疲劳裕度f，大于0时，满足疲劳要求，小于0时，不满足疲劳要求。
[0017]
根据本技术提供的实施例，上述的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法中，所述计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii 的细节疲劳额定值dfr，具体为：
[0018]
对于疲劳计算细节部位i：
[0019]
根据p/f
gmax
、h、b、d、t查阅细节疲劳额定曲线，确定疲劳计算细节部位i的细节疲劳额定值dfr；
[0020]
其中，
[0021]
p为剪切角片载荷；
[0022]fgmax
为机身浮框外缘条地-空-地最大应力；
[0023]
h为剪切角片与机身浮框腹板连接处的钉孔部位至剪切角片底边的距离；
[0024]
b为剪切角片的长度；
[0025]
d为铆钉的直径；
[0026]
t为机身浮框腹板的厚度；
[0027]
对于疲劳计算细节部位ii：
[0028]
以机身蒙皮为基板，剪切角片为带板，受力方向为机身环向，按照单剪硬点接头许用值计算疲劳计算细节部位ii的细节疲劳额定值dfr。
[0029]
根据本技术提供的实施例，上述的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法中，
[0030]
其中，
[0031]
g为机身浮框外缘条地-空-地最大应力下的剪力；
[0032]
s为剪切角片两侧长桁间的间距；
[0033]
hf为机身浮框内缘条至机身蒙皮的距离。
[0034]
根据本技术提供的实施例，上述的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法中，所述构建疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii 不同工况下的应力谱，具体为：
[0035]
在全机有限元模型中，将机身浮框外缘条简化为杆元，将前后机身蒙皮简化为板元；
[0036]
将机身浮框外缘条杆元的应力组成原始应力谱，运用雨流计数除去中点，得到疲劳计算细节部位i不同工况下的应力谱；
[0037]
将前后机身蒙皮板元的环向应力各自组成原始应力谱，选取其中较大的原始应力谱，运用雨流计数除去中点，得到疲劳计算细节部位ii不同工况下的应力谱。
[0038]
根据本技术提供的实施例，上述的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法中，所述计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii 的地-空-地损伤比λ，具体为：
[0039][0040][0041][0042]
其中，
[0043]dgag
为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的地-空-地的相对损伤；
[0044]
σ
maxgag
为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的最大应力；
[0045]
σ
m0
为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii材料疲劳特征参数；
[0046]
s为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii材料应力-寿命曲线斜率；
[0047]di
为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii第i种工况应力水平下的相对疲劳损伤；
[0048]
ni为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii第i种工况的循环次数；
[0049]
σ
ai
为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii第i种工况下的应力幅值；
[0050]
σ
mi
为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii第i种工况下的应力均值。
[0051]
根据本技术提供的实施例，上述的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法中，所述计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii 的地-空-地当量循环数nd，具体为：
[0052][0053]
其中，
[0054]
l为飞机设计目标寿命飞行次数；
[0055]
m为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的可靠性系数。
[0056]
根据本技术提供的实施例，上述的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法中，所述计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii 的地-空-地循环许用应力[σ
max
]，具体为：
[0057][0058][0059]
其中，
[0060]
x
gag
为疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii的地-空-地循环许用应力计算中间参数。
[0061]
根据本技术提供的实施例，上述的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法中，所述计算疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii 的疲劳裕度f，具体为：
[0062][0063]
本技术至少具有以下有益技术效果：
[0064]
提供一种飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法，其设计以细节疲劳额定值dfr疲劳计算方法对飞机机身浮框与蒙皮连接结构进行疲劳分析，为一种名义应力疲劳分析方法，在飞机设计阶段，可快速的完成对机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析，具有较高的效率，可有效保证飞机的设计周期。
附图说明
[0065]
图1是本技术实施例提供的飞机机身浮框与蒙皮连接结构的疲劳分析方法的示意图；
[0066]
图2是本技术实施例提供的疲劳计算细节部位i、疲劳计算细节部位ii在飞机机身浮框与机身蒙皮连接结构上的示意图；
[0067]
图3是本技术实施例提供的飞机机身浮框与机身蒙皮连接结构尺寸标注示意图；
[0068]
图4是本技术实施例提供的查阅细节疲劳额定曲线的示意图；
[0069]
图5是本技术实施例提供的在全机有限元模型中，将机身浮框外缘条简化为杆元，
将前后机身蒙皮简化为板元的示意图；
[0070]
其中：
[0071]
1-剪切角片；2-机身浮框；3-机身蒙皮，4-长桁。
[0072]
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
[0073]
为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术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技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术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。
[0074]
此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“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技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0075]
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
[0076]
下面结合附图1至图5对本技术做进一步详细说明。
[0077]
在一个具体实施例中，飞机机身浮框与蒙皮连接结构的参数如下表所示，具体参见图3：名称符号尺寸剪切角片两侧长桁间的间距s190mm机身浮框内缘条至机身蒙皮的距离hf118mm剪切角片与框腹板连接钉孔至角片底边的距离h48mm剪切角片的长度b174mm机身浮框腹板的厚度t1.8mm铆钉的直径d4mm
[0078]
机身浮框外缘条地-空-地最大应力f
gmax
＝49.91mpa，与此对应的机身浮框腹板的
剪力g＝951n。
[0079]
以剪切角片与机身浮框腹板连接处的钉孔部位为疲劳计算细节部位i，以剪切角片与机身蒙皮连接处的钉孔部位为疲劳计算细节部位ii，如图2所示。
[0080]
计算疲劳计算细节部位i的细节疲劳额定值dfr：
[0081][0082]
p/f
gmax
＝344.1/(49.91
×
1000/6.895)＝0.05lb/psi；
[0083]
根据p/f
gmax
、h、b、d、t查阅细节疲劳额定曲线，参见图4，其中单位为英制单位，确定疲劳计算细节部位i的细节疲劳额定值 dfr＝13.8ksi，即95.2mpa。
[0084]
计算疲劳计算细节部位ii的细节疲劳额定值dfr：
[0085]
以机身蒙皮为基板，剪切角片为带板，受力方向为机身环向，按照单剪硬点接头许用值计算疲劳计算细节部位ii的细节疲劳额定值dfr，在连接处角片材料为2a12，厚度为1.8mm，蒙皮材料为2a12，厚度为 1.8mm，铆钉直径为5mm，间距为29mm，排列为6排，板宽w为20mm 的情形下，得到疲劳计算细节部位ii的细节疲劳额定值dfr＝103.8mpa。
[0086]
在全机有限元模型中，将机身浮框外缘条简化为杆元，单元号为 14801，将前后机身蒙皮简化为板元，单元号分别为14700、14800，如图 5所示。
[0087]
将单元14801的应力组成原始应力谱，运用雨流计数除去中点，得到疲劳计算细节部位i不同工况下的应力谱，如下表所示：工况号最大应力/mpa最小应力/mpa循环次数149.9143.065249.6938.122340.0633.932423.615.911539.025.421639.477.861739.4714.241839.4714.431
[0088]
疲劳计算细节部位i应力谱中的最大应力σ
maxgag
为49.91mpa，最小应力σ
mingag
为5.42mpa，应力比r
gag
为0.11。
[0089]
将单元14700、14800的环向应力各自组成原始应力谱，找出各自原始应力谱中的最大应力进行比较，应力较大单元的原始应力谱，运用雨流计数去除中点，得到疲劳计算细节部位ii不同工况下的应力谱，如下表所示：工况号最大应力/mpa最小应力/mpa循环次数139.9325.835239.7522.872332.0520.362418.893.551531.223.251631.584.721
731.588.541831.588.661
[0090]
疲劳计算细节部位ii应力谱中的最大应力σ
maxgag
为39.93mpa，最小应力σ
mingag
为3.25mpa，应力比r
gag
为0.08。
[0091]
对于疲劳计算细节部位i，机身浮框以铝合金材料制造，疲劳特征参数σ
m0
＝310mpa，应力-寿命曲线斜率s＝2；
[0092]
疲劳计算细节部位i地-空-地的相对损伤
[0093]
疲劳计算细节部位i在每种工况应力水平下的相对疲劳损伤包括地-空-地相对损伤，具体如下表所示：具体如下表所示：
[0094]
疲劳计算细节部位i的地-空-地损伤比
[0095]
对于疲劳计算细节部位ii，机身蒙皮以铝合金材料制造，疲劳特征参数σ
m0
＝310mpa，应力-寿命曲线斜率s＝2；
[0096]
疲劳计算细节部位ii地-空-地的相对损伤
[0097]
疲劳计算细节部位ii在每种工况应力水平下的相对疲劳损伤包括地-空-地相对损伤，具体如下表所示：工况号最大应力/mpa最小应力/mpa循环次数相对疲劳损伤139.9325.8352.52147e-05239.7522.8721.80069e-05
332.0520.3624.99872e-06418.893.5515.2025e-06531.223.2514.09166e-05631.584.7213.61652e-05731.588.5412.21805e-05831.588.6612.1831e-05939.933.2510.000106总损伤∑diꢀꢀꢀ
0.000280
[0098]
疲劳计算细节部位ii的地-空-地损伤比
[0099]
飞机设计目标寿命飞行次数l＝1000，可靠性系数m＝1.5，疲劳计算细节部位i的地-空-地当量循环数疲劳计算细节部位i的地-空-地当量循环数
[0100]
疲劳计算细节部位i的地-空-地循环许用应力疲劳裕度大于0，满足疲劳要求；疲劳计算细节部位ii 的地-空-地循环许用应力疲劳裕度大于0，满足疲劳要求。
[0101]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0102]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。