一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法与流程

1.本技术属于航空疲劳损伤容限设计领域，特别涉及一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。


背景技术：

2.无论是军用飞机还是民用飞机，翼身对接区气密顶板是结构设计的关键部位。在飞机的气动力布局和外形数据确定之后，结构设计要解决的首要问题就是传力，尤其是机翼与机身对接设计分离面之间的连接，要确保各种载荷传递的连续性、可行性和有效性。可以说翼身对接是全机结构总体承力系统中最为关键之一，关系到全机结构承力系统的效率，影响主要受力结构的布置，最终影响整个飞机机体结构设计的成败；此外，机翼机身对接处作为全机受力的平衡点，是飞机受力的严重部位，承受巨大的集中载荷，是损伤容限和耐久性设计最重要的关键件之一，而气密顶板结构是翼身对接区的薄弱所在，气密顶板结构设计成功与否决定了翼身对接结构设计的优劣。
3.飞机气密顶板通常位于机身大开口和机翼中央翼的对接部位，为纵横加筋平面板架结构，主要由整体机加平板、纵梁和横向隔框组成，与该区机身侧上壁板、侧壁板及下壁板组成封闭薄壁承力结构。在气密顶板上布置的多根纵梁及若干横向隔框与气密平板蒙皮构成一个四边简支的加筋平板，共同参与机身、机翼的载荷传递以及气密区的增压载荷。
4.由于气密顶板位于机身大开口和机翼中央翼的对接区，空间位置狭小，且常布置有系统管路以及控制泵阀，给气密顶板设计造成了很大困难。按照飞机设计流程，在结构设计之初，难以精准确定该区域承受的载荷时间历程，结构设计师们常按照静强度分析结果进行设计，给后续耐久性与损伤容限设计评估增加了难度，一旦结构设计发图、飞机批生产、服役使用后，再进行结构更改会造成巨大的人力、物力损耗。如何在结构设计之初，就较为精准确定该区域的载荷时间历程，合理布置结构形式，达到结构重量可控，确保后续试验顺利、飞行使用安全，是结构强度设计的难点、重点。
5.因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供了一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
7.本技术的技术方案是：
8.一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，包括：
9.步骤一、确定气密顶板连接区气密载荷工况；
10.步骤二、根据飞机飞行使用任务剖面，确定机身气密疲劳载荷谱中最大充压载荷值，根据飞机气密载荷与机械载荷损伤经验比值，将疲劳载荷工况的所述最大充压载荷值折算到气密载荷工况的充压载荷值；
11.步骤三、建立包含气密顶板的机身筒段局部有限元模型，对所述机身筒段局部有
限元模型施加气密载荷，确定最薄弱细节部位；
12.步骤四、对所述机身筒段局部有限元模型施加充压载荷，得到所述最薄弱细节部位应力与结构参数的函数关系，通过气密顶板连接区的材料以及疲劳寿命要求，查询s-n曲线反推出所述最薄弱细节部位的应力控制水平；
13.步骤五、在所述应力控制水平约束条件下，建立气密顶板连接区结构重量与所述结构参数的函数关系，对结构重量进行最小值求解，得到气密顶板连接区的结构参数。
14.在本技术的至少一个实施例中，步骤一中，所述确定气密顶板连接区气密载荷工况包括：
15.确定气密顶板连接区的气密限制载荷以及极限载荷。
16.在本技术的至少一个实施例中，步骤二中，飞机气密载荷与机械载荷损伤经验比值为0.8。
17.在本技术的至少一个实施例中，步骤四中，所述结构参数包括横梁的数量以及纵梁的数量。
18.在本技术的至少一个实施例中，步骤四中，所述气密顶板连接区的材料为铝合金。
19.发明至少存在以下有益技术效果：
20.本技术的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，通过全面考虑静强度、疲劳危险载荷工况，提前依据寿命反推控制危险部位的应力水平，建立气密连接区结构重量与纵梁、横梁数量的函数关系，进行优化求解，得到满足应力水平要求的最优结构设计，确保结构同时满足寿命和重量指标要求。
附图说明
21.图1是本技术一个实施方式的机身筒段局部有限元模型示意图；
22.图2是本技术一个实施方式的施加气密载荷载荷后的机身筒段局部有限元模型应力分布示意图。
具体实施方式
23.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施例进行详细说明。
24.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
25.下面结合附图1至图2对本技术做进一步详细说明。
26.本技术提供了一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，包括以下步骤：
27.步骤一、确定气密顶板连接区气密载荷工况；
28.步骤二、根据飞机飞行使用任务剖面，确定机身气密疲劳载荷谱中最大充压载荷值，根据飞机气密载荷与机械载荷损伤经验比值，将疲劳载荷工况的最大充压载荷值折算到气密载荷工况的充压载荷值；
29.步骤三、建立包含气密顶板的机身筒段局部有限元模型，对机身筒段局部有限元模型施加气密载荷，确定最薄弱细节部位；
30.步骤四、对机身筒段局部有限元模型施加充压载荷，得到最薄弱细节部位应力与结构参数的函数关系，通过气密顶板连接区的材料以及疲劳寿命要求，查询s-n曲线反推出最薄弱细节部位的应力控制水平；
31.步骤五、在应力控制水平约束条件下，建立气密顶板连接区结构重量与结构参数的函数关系，对结构重量进行最小值求解，得到气密顶板连接区的结构参数。
32.本技术的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，首先，步骤一中，按照《运输类飞机适航标准》(ccar25-r4)中规定要求，借鉴以往飞机设计经验，确定气密顶板连接区关键载荷工况。气密连接区最危险载荷工况为气密载荷，包括气密限制载荷以及极限载荷。
33.在本技术的一个实施方式中，根据经验确定的气密限制载荷为1.33δp＝79.4kpa，极限载荷为2δp＝119.1kpa；
34.本实施例中，步骤二中，依据飞机飞行使用任务剖面，确定机身气密疲劳载荷谱中最大充压载荷值。飞机飞行最大高度为10km，在该高度下机身充压载荷值为55.64kpa。
35.根据以往飞机气密载荷与机械载荷损伤对比情况，结合部段研发试验数据，可知气密载荷在疲劳试验中所占损伤约为80％(仅针对气密连接区)，而且飞机在不同的高度充压值不同，仅考虑最大充压载荷(地空地中最大载荷循环)是偏保守的，将疲劳载荷危险工况折算到纯气密载荷工况的充压载荷值为55.64/0.8＝69.55kpa。
36.本实施例中，步骤三中，按照结构总体布置方案，对气密顶板连接结构进行初步设计，建立包含气密顶板的机身筒段局部有限元模型，横梁以及纵梁的刚度可按照结构总体空间尺寸进行确定，横梁以及纵梁的数量可初步选定，施加单位气密载荷，对有限元模型计算结果进行查看，得到最薄弱细节部位及对应的单元的编号，可以是1个单元，也可以是多个单元，例如最危险单元的编号为：13400101。
37.步骤四中，对机身筒段局部有限元模型施加疲劳充压工况载荷进行有限元分析求解，得到关键细节部位的应力与横梁、纵梁数量等结构参数的函数关系：
38.s＝f1(n1，n2)
39.其中：n1为横梁的数量；n2为纵梁的数量；
40.本实施例中，气密顶板连接区选用材料为铝合金2024-t3，为确保结构满足40000飞行小时的目标寿命要求，通过s-n曲线反推出最薄弱细节部位13400101单元的应力控制水平为90mpa。
41.最后，本实施例中，步骤五中，建立气密顶板连接区结构重量与纵梁、横梁数量的函数关系：
42.m＝f2(n1，n2)，约束条件为s＝f1(n1，n2)小于等于90mpa；
43.对结构重量进行最小值求解，最终得到初步结构设计中横梁以及纵梁的数量：
44.n1＝4
45.n2＝5
46.根据横梁以及纵梁的数量实现气密顶板的设计，确保后续结构满足静强度和疲劳要求。
47.本技术的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，针对气密顶板连接区常满足静强度指标，却不满足疲劳寿命指标工程实际难题，结合机身气密连接区结构连接特点，从飞机结构耐久性设计角度给出了一种基于载荷推演的气密顶板优化设计方法。
48.本技术的基于载荷推演的气密顶板优化设计方法，通过全面考虑静强度、疲劳危险载荷工况，提前依据寿命反推控制危险部位的应力水平，建立气密连接区结构重量与纵梁、横梁数量的函数关系，进行优化求解，得到满足应力水平要求的最优结构设计，确保结构同时满足寿命和重量指标要求。本技术理论依据正确，设计新颖、分析步骤清晰、简单，工程概念明确，解决了气密顶板结构设计困难，容易提前破坏、开裂的难题。
49.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。