[發明專利]一種飛機整體翼梁止裂筋條面積的確定方法

有效

• 申請號: 201210451926.3
• 申請日: 2012-11-12
• 公開（公告）號: CN102944211A
• 公開（公告）日: 2013-02-27
• 發明（設計）人: 翟新康;秦劍波;張彥軍
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G01B21/28
• 分類號: G01B21/28;G01M5/00
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

技術領域

本發明屬于航空疲勞損傷容限領域，特別是涉及到一種飛機整體翼梁止裂筋條面積的確定方法。

背景技術

隨著整體結構在飛機結構設計中的廣泛運用，機翼翼梁結構型式也開始由組合式翼梁（見圖1）向整體翼梁（見圖2）設計轉變。這種整體結構由于減少了緊固件的使用，減少了應力集中部位及潛在的疲勞源，因而具有良好的抗疲勞性能。但正由于減少了鉚釘孔這樣“天然”的止裂元件，可能會對其損傷容限性能產生不利影響。由于整體翼梁下緣條受拉應力作用，一旦其孔邊出現裂紋，便有可能向梁腹板擴展，如果裂紋在腹板上擴展過快，就可能會影響到飛機壽命及安全。因此，結構設計時一般都需要在腹板處設置止裂筋條，通過止裂筋條推遲和延緩裂紋在腹板上的擴展，從而保證結構具有較低的裂紋擴展速率和較好的止裂能力。而止裂筋條結構參數設計的好壞將直接影響其止裂能力的發揮。

關于止裂筋條結構參數的研究，國外公開資料未曾發現，國內對整體翼梁進行過試驗研究，對止裂筋條位置、止裂筋條面積及止裂筋條高厚比結構參數對整體翼梁損傷容限性能的影響進行過研究，雖然指出了止裂筋條面積是影響整體翼梁損傷容限性能最敏感的結構參數，但未對最敏感的結構參數（止裂筋條面積）確定方法進行研究，未能給出整體翼梁止裂筋條面積的確定方法。

發明內容

本發明的目的是：提供一種能夠準確確定止裂筋條面積的飛機整體翼梁止裂筋條面積的確定方法。

本發明的技術方案是：一種飛機整體翼梁止裂筋條面積的確定方法，包括以下步驟：

步驟一、確定整體翼梁的彎矩M：M＝σ₁*s*H；

其中，σ₁是翼梁下緣條軸向應力，s是翼梁下緣條面積，H是翼梁高度；

步驟二、在靜強度方面，賦予止裂筋條面積一個初值A₁＝a₁*b₁，確定整體翼梁中未開裂部分中性軸到止裂筋條的距離y及抗彎模量I；其中，a₁是止裂筋條高度，b₁是止裂筋條厚度；

步驟三、判斷止裂筋條的軸向應力σ₂是否滿足其中，M是翼梁的彎矩，y是翼梁中未開裂中性軸到止裂筋條的距離，I是抗彎模量，σ_b是材料極限強度；若滿足，則進入步驟四，反之，則返回步驟二，賦予止裂筋條面積一個更大的值A₂＝a₂*b₂，繼續判斷；

步驟四、從斷裂韌性方面，計算翼梁下緣條起裂擴展至止裂筋條時的裂尖應力強度因子K；

步驟五、判斷K是否符合K≤K_C，其中，K_C是材料的斷裂韌性；若符合，則此時的止裂筋條面積滿足要求，若不符合，則返回步驟二，賦予止裂筋條面積一個更大的值A₃＝a₃*b3_,繼續判斷，直至滿足要求。

本發明的優點是：本發明提出了一種飛機整體翼梁止裂筋條面積的確定方法，本發明根據整體翼梁結構形式及傳力特點，從疲勞損傷容限研究領域給出了整體翼梁止裂筋條結構參數的確定方法。本發明緊緊圍繞整體翼梁結構參數及整體翼梁傳力特點，在止裂筋條面積賦初值的基礎上，從止裂筋條面積能否同時滿足靜強度、斷裂韌性出發，在反復迭代的基礎上給出了一種飛機整體翼梁止裂筋條面積的確定方法。本發明使用的理論依據正確，分析步驟清晰、簡單，剖面特性計算便于計算機自動化迭代計算。本發明的提出解決了整體翼梁止裂筋條面積確定的難題。

附圖說明

圖1是組合翼梁結構剖面示意圖；

圖2是整體翼梁結構剖面示意圖；

圖3是整體翼梁剖面示意圖；

圖4是整體翼梁裂紋擴展路徑示意圖。

其中，1-翼梁下緣條，2-翼梁上緣條，3-翼粱腹板，4-緊固件，5-整體翼梁下緣條，6-整體翼梁上緣條，7-整體翼梁腹板，8-止裂筋條，9-中性軸，W₁-下緣條寬度，t₁-下緣條厚度，W₂-上緣條寬度，t₂-上緣條厚度，t-腹板厚度，a₁-止裂筋條高度，b₁-止裂筋條厚度，H是翼梁高度，y-翼梁中非陰影部分中性軸到止裂筋條的距離，陰影部分為開裂部分，其他部分為未開裂部分。

具體實施方式

下面結合附圖對本發明做進一步詳細說明，請參閱圖1至圖4。