一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法

摘要

本发明属于航空疲劳损伤容限领域，特别是涉及到一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，包括确定整体翼梁的弯矩M的步骤、确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I的步骤、计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K并进行判断的步骤。本发明根据整体翼梁结构形式及传力特点，从疲劳损伤容限研究领域给出了整体翼梁止裂筋条结构参数的确定方法。本发明使用的理论依据正确，分析步骤清晰、简单，剖面特性计算便于计算机自动化迭代计算。本发明的提出解决了整体翼梁止裂筋条面积确定的难题。

主权项

1.一种飞机整体翼梁止裂筋条面积的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、确定整体翼梁的弯矩M：M＝σ₁*s*H；其中，σ₁是翼梁下缘条轴向应力，s是翼梁下缘条面积，H是翼梁高度；步骤二、在静强度方面，赋予止裂筋条面积一个初值A₁＝a₁*b₁，确定整体翼梁中未开裂部分中性轴到止裂筋条的距离y及抗弯模量I；其中，a₁是止裂筋条高度，b₁是止裂筋条厚度；步骤三、判断止裂筋条的轴向应力σ₂是否满足其中，M是翼梁的弯矩，y是翼梁中未开裂中性轴到止裂筋条的距离，I是抗弯模量，σ_b是材料极限强度；若满足，则进入步骤四，反之，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A₂＝a₂*b₂，继续判断；步骤四、从断裂韧性方面，计算翼梁下缘条起裂扩展至止裂筋条时的裂尖应力强度因子K；步骤五、判断K是否符合K≤K_C，其中，K_C是材料的断裂韧性；若符合，则此时的止裂筋条面积满足要求，若不符合，则返回步骤二，赋予止裂筋条面积一个更大的值A₃＝a₃*b₃，继续判断，直至满足要求。