一種進氣道結(jié)構(gòu)布局設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于航空結(jié)構(gòu)【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及到進氣道結(jié)構(gòu)布局和傳力分析。其特征在于，在進氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計時要考慮在負壓載荷環(huán)境下結(jié)構(gòu)承載能力的估算和校驗，避免在地面狀態(tài)發(fā)動機試車時飛機進氣道內(nèi)管道蒙皮出現(xiàn)裂紋，造成結(jié)構(gòu)破壞。此時可應(yīng)用本方法對結(jié)構(gòu)能否發(fā)生總體失穩(wěn)和局部失穩(wěn)進行判斷，避免故障發(fā)生。本發(fā)明具有概念清晰，經(jīng)試驗驗證，易于掌握的特點，可滿足各種薄壁金屬進氣道結(jié)構(gòu)的設(shè)計需求等優(yōu)點。
【專利說明】一種進氣道結(jié)構(gòu)布局設(shè)計方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空【技術(shù)領(lǐng)域】中的飛機結(jié)構(gòu)強度、結(jié)構(gòu)總體設(shè)計以及試驗驗證領(lǐng)域，具體涉及進氣道負壓載荷下結(jié)構(gòu)設(shè)計和布局方法。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機進行中等推力和最大推力狀態(tài)試驗，在起飛階段更是要開加力狀態(tài)并持續(xù)一定時間，此時進氣道處于負壓狀態(tài)，進氣管道內(nèi)壓強很大。進氣道如果結(jié)構(gòu)布局不合理，在負壓作用下，很容易發(fā)生蒙皮失穩(wěn)，鼓包現(xiàn)象，在進氣道內(nèi)復(fù)雜、交變氣流撕扯作用下蒙皮會在鉚釘處出現(xiàn)裂紋，嚴重時會發(fā)生結(jié)構(gòu)總體失穩(wěn)，發(fā)生永久變形，導(dǎo)致進氣道結(jié)構(gòu)破壞，飛機不能繼續(xù)執(zhí)行任務(wù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是:本發(fā)明主要針對薄壁結(jié)構(gòu)在負壓下承載能力和破壞形式進行研究，將研究結(jié)果應(yīng)用在飛機進氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計上，提出一種合理布置承力構(gòu)件的方法，能夠在最小重量代價下使得結(jié)構(gòu)具有足夠的剛度和強度承受負壓載荷。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方 案是:
[0005]一種進氣道結(jié)構(gòu)布局設(shè)計方法，根據(jù)飛機總體設(shè)計要求，已知進氣道重量指標(biāo)、進氣道外形、進氣道管道壓力P，其特征在于，確定管道蒙皮厚度δ:Ρ=(0.92ΕΧ δ25)/LXR15;確定隔框的截面慣性矩J:J=(qXR3)/(3XE)，得出進氣道隔框間距L、蒙皮厚度δ和隔框的截面慣性矩J。
[0006]進氣道是發(fā)動機進氣流量通過的通道，對進氣起到減速增壓的作用。同時進氣道結(jié)構(gòu)屬于薄壁結(jié)構(gòu)的范疇，因為它的壁厚(δ )管道半徑(R)相比是一個很小的量，一般壁厚在2_以下，而半徑在500_左右甚至更多。由于進氣道主要承受內(nèi)壓載荷，為發(fā)揮最佳結(jié)構(gòu)效率，往往在長筒形蒙皮外面布置環(huán)狀隔框使之維持進氣道截面形狀，平衡內(nèi)部壓力。進氣道結(jié)構(gòu)布局設(shè)計主要涉及進氣道形狀、布置隔框的密度(即確定隔框間距)和管道蒙皮厚度的選擇。進行進氣道結(jié)構(gòu)布局設(shè)計時涉及到的主要物理量主要有以下方面:
[0007]δ------------蒙皮厚度(mm)
[0008]R------------管道半徑(_)
[0009]E------------材料彈性模量
[0010]P------------臨界壓強(MPa)
[0011]L------------相鄰兩隔框間距
[0012]O------------應(yīng)力
[0013]研究負壓影響下以上參數(shù)之間的關(guān)系，通過試驗確定它們內(nèi)在的關(guān)系，將此關(guān)系式作為設(shè)計類似結(jié)構(gòu)的通用方法并用于判定結(jié)構(gòu)是否失效的依據(jù)。
[0014]首先研究兩端無封閉的薄壁環(huán)形光殼結(jié)構(gòu)，得到此時結(jié)構(gòu)應(yīng)力為[0015]σ =PR/δ(1 ；
[0016]在正壓下σ達到很高應(yīng)力水平時結(jié)構(gòu)才會發(fā)生破壞，而在負壓下σ處于很低的應(yīng)力水平時結(jié)構(gòu)就會失穩(wěn)，出現(xiàn)皺褶、鼓包甚至開裂。此時有:
[0017]P= ( σ X δ ) /R (2)
[0018]經(jīng)過理論分析和大量試驗驗證，得到在負壓下結(jié)構(gòu)主要參數(shù)和負壓臨界壓強的關(guān)系式為:
[0019]P= (0.92ΕΧ δ2 5)/LXRl5 (3)
[0020]通常在進行飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計時進氣道負壓P和管道形狀(R)是已知的，根據(jù)(3)式可以在進氣道結(jié)構(gòu)布局設(shè)計時確定隔框間距(L)和蒙皮厚度(δ )，此時主要結(jié)構(gòu)參數(shù)確定。滿足(3)式即滿足了進氣道蒙皮局部穩(wěn)定性要求。即在隔框間距為L的進氣道布局下，蒙皮厚度可以滿足在負壓P下不失穩(wěn)。
[0021]在滿足進氣道蒙皮局部穩(wěn)定性要求的同時還要保證進氣道總體穩(wěn)定性，即進氣道隔框應(yīng)具有足夠的剛度，否則隔框本身會出現(xiàn)扭曲、起皺等現(xiàn)象，結(jié)構(gòu)不再保持原有形狀進而失效。此時涉及的主要物理量有:
[0022]J------------框的截面慣性矩
[0023]R------------管道半徑(_)
[0024]E------------材料彈性模量
[0025]P------------臨界壓強(MPa)
[0026]L------------相鄰兩隔框間距
[0027]q------------剪流
[0028]其中q=PXL (4)
[0029]判斷關(guān)系式為:
[0030]J= (qX R3)/(3 XE) (5)
[0031]即當(dāng)框的截面慣性矩大于(5)式中的J時，隔框具有足夠的剛度，結(jié)構(gòu)不會發(fā)生失穩(wěn)現(xiàn)象。否則會發(fā)生進氣道骨架失穩(wěn)變形，蒙皮隨之變形鼓包，甚至?xí)l(fā)生內(nèi)蒙皮在交變氣流作用下發(fā)生振動，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞破壞。
[0032]本發(fā)明主要應(yīng)用于進氣道結(jié)構(gòu)的方案設(shè)計。有大量試驗數(shù)據(jù)作支撐，對主要物理量之間的關(guān)系有清晰的描述，可以方便的在實際中應(yīng)用。本項技術(shù)設(shè)計簡單、結(jié)構(gòu)效率高，具有較強的使用能力，應(yīng)用范圍廣，在軍機和民機的進氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計上有廣泛的應(yīng)用前景。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0033]圖1是進氣道總體布置圖。
[0034]圖2是進氣道橫剖面示意圖。
[0035]圖3是進氣道隔框與蒙皮組合詳圖。
[0036]圖4是隔框內(nèi)力圖。
【具體實施方式】
[0037]下面通過具體的實施實例并結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細的描述。[0038]本例是某型飛機進氣道結(jié)構(gòu)，見圖1，2，3。由蒙皮I和固定在蒙皮上的隔框2組成，隔框以一定的間距排列。該結(jié)構(gòu)的設(shè)計思路如下:
[0039]a)當(dāng)進氣道受到如圖2所示的負壓作用時，已知負壓P、殼的半徑R、進氣道材料和主要加強框的布置，通常以上由總體方案確定。
[0040]b)運用局部失穩(wěn)公式(3)計算得到框間距L和蒙皮厚度δ的關(guān)系，根據(jù)總體框位布置確定L的大小。
[0041]c)在已知L的情況下，根據(jù)公式(3)確定蒙皮厚度δ。
[0042]d)在已知L的情況下，根據(jù)公式(4)確定隔框承受的載荷q。
[0043]e)運用總體失穩(wěn)公式(5)計算得到隔框截面慣性矩J，確定隔框的構(gòu)型。
[0044]f)在已知q的情況下，計算隔框在最大正、負壓載荷下的內(nèi)力，繪制彎矩，剪力和軸力圖(見圖4)。并校核隔框截面慣性矩J是否滿足強度要求。
[0045]g)取同時滿足e、f計算中的較大值J為隔框的截面選型。
[0046]h)完成以上步驟，獲得進氣道結(jié)構(gòu)的布局方案和詳細的結(jié)構(gòu)設(shè)計參數(shù)。
【權(quán)利要求】
1.一種進氣道結(jié)構(gòu)布局設(shè)計方法，根據(jù)飛機總體設(shè)計要求，已知進氣道重量指標(biāo)、進氣道外形、進氣道管道壓力P，其特征在于，確定管道蒙皮厚度δ:Ρ=(0.92ΕΧ 52-5)/LXRL5；確定隔框的截面慣性矩J:J=(qXR3)/(3XE)，得出進氣道隔框間距L、蒙皮厚度δ和隔框的截面慣性矩J。
【文檔編號】G06F19/00GK103995956SQ201410154136
【公開日】2014年8月20日 申請日期:2014年4月17日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月17日
【發(fā)明者】張寶才, 孫志彬, 劉玉梅, 吳宏偉 申請人:中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設(shè)計研究所