[发明专利]一种飞机顶升状态下各顶升点结构的应力分析方法

说明书

一种飞机顶升状态下各顶升点结构的应力分析方法，针对顶起飞机时由于飞机晃动产生水平加速度，因此顶起区结构除承受垂直载荷外，还承受水平载荷的实际场景，提出一种合理的飞机顶升状态下各顶升点结构的应力分析方法，使顶升区结构应力分析结果更加准确。

技术领域

本发明属于但不限于航空工程应用领域，涉及一种飞机顶升状态下顶升点结构的应力分析方法，对减轻结构重量并提高结构设计合理性、安全性具有重要意义。

技术背景

适航标准规定飞机顶升时，结构设计成能承受“单独作用于每个顶升点的”垂直载荷和水平载荷，未明确规定顶升载荷的来源及其平衡方式。一般仅考虑顶升点最大垂直载荷和水平载荷、约束顶升区结构，进行局部应力分析。根据实际型号经验，顶升点结构局部应力分析其结果是不准确的。

发明内容

为了解决飞机顶起局部结构应力分析的准确性问题，本发明针对顶起飞机时由于飞机晃动产生水平加速度，因此顶起区结构除承受垂直载荷外，还承受水平载荷的实际场景，提出一种合理、准确的飞机顶升状态下各顶升点结构的应力分析方法。

一种飞机顶升状态下各顶升点结构的应力分析方法，已知飞机的整体结构数模和飞机的总质量以及质量分布，已知飞机三个顶升点的位置以及各顶升点最大的垂直载荷和水平载荷，其特征在于包含以下内容：

1)根据飞机的整体结构数模，建立全机结构有限元模型；

2)在有限元模型上施加飞机质量分布产生的分布载荷；

3)在有限元模型上，对其中一个顶升点施加该顶升点最大的垂直载荷和对该顶升点承载最不利方向的集中水平载荷；

4)在有限元模型上，对飞机重心处施加约束条件；

5)在有限元模型上，对全机进行应力分析，该应力分析结果为该顶升点的结构应力；

6)在有限元模型上，对其中另一个顶升点施加该顶升点最大的垂直载荷和对该顶升点承载最不利方向的集中水平载荷，重复步骤4)、步骤5)，获得该顶升点的结构应力；

7)按照步骤6)，对剩余顶升点施加该顶升点最大的垂直载荷和对该顶升点承载最不利方向的集中水平载荷，重复步骤4)、步骤5)，获得剩余顶升点的结构应力。

本申请的有益效果在于：本申请的方法可准确模拟顶升飞机时由于飞机晃动产生的水平加速度，从而在顶升点产生水平载荷的实际使用场景，以及类似场景，使顶升区结构应力分析结果更加准确。

以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。

附图说明

图1为飞机各顶升点水平载荷分布示意图；

图2为飞机各顶升点垂直载荷分布示意图；

图中编号说明：1第一顶升点、2第二顶升点、3第三顶升点、4飞机重心

具体实施方式

现有技术中，对飞机顶升区结构的应力分析是首先建立顶升区局部模型，在顶升区以外进行约束，在顶升点处施加条款规定的垂直载荷和水平载荷，该垂直载荷和水平载荷均考虑由约束点进行平衡。未考虑飞机顶升状态质量分布，未考虑所分析的顶升区结构的垂直载荷、水平载荷的与相邻区域结构的传递关系，所分析的顶升区结构相邻区域的应力分布不准确。

参见附图，本发明的任务和目的是针对在飞机垂向顶起时，飞机会发生水平晃动的实际顶升场景(各顶升点承受相同方向的水平载荷)，提出一种合理、可靠的应力分析方法。

已知飞机的整体结构数模和飞机的总质量以及质量分布和飞机重心4位置，实施例的飞机有三个顶升点，第一顶升点1位于飞机机身下侧的前部，第二顶升点位于飞机右侧机翼下侧，第三顶升点位于飞机左侧机翼下侧，已知飞机三个顶升点的位置以及各顶升点最大的垂直载荷和水平载荷。各顶升点结构应力分析步骤如下：