申请/专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

申请日：2020-12-29

公开（公告）日：2021-04-27

公开（公告）号：CN112711806A

主分类号：G06F30/15(20200101)

分类号：G06F30/15(20200101);G06F113/28(20200101);G06F119/14(20200101)

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2022.10.11#授权;2021.05.14#实质审查的生效;2021.04.27#公开

摘要：本发明公开了一种矩形薄壁机身大开口结构翘曲变形计算方法，包括：根据实际机身大开口结构的形状、尺寸，建立机身大开口的扭转模型；计算机身大开口结构扭转模型剖面特性相关参数，包括扇性面积和主扇性惯性矩；在扭转载荷作用下，计算不同剖面位置处的扭转角；在大开口结构扭转模型中，确定翘曲变形关键点，然后分别计算每个翘曲变形关键点处的翘曲变形，并求出整个大开口结构的翘曲变形。本发明通过对飞机矩形剖面机身下部大开口结构进行了扭转载荷下的深入研究，得到了该类型结构翘曲变形的表达式，得到影响翘曲变形的关键参数，为控制翘曲变形提供了理论支持。

主权项：1.一种矩形薄壁机身大开口结构翘曲变形计算方法，其特征在于，包括以下步骤：根据实际机身大开口结构的形状、尺寸，建立机身大开口的结构模型，所述结构模型中，对于实际大开口结构两端的加强框，将其简化为以其中一个加强框与大开口连接的模型结构；设定一个约束端面来模拟实际结构大开口结构端部的加强框，大开口结构模型的端面与约束端面重合，将该端面作为固定端，另外一个端面作为加载端；在所述结构模型中确定坐标轴原点，继而建立坐标系；在加载端对大开口结构模型施加围绕x轴的扭转载荷，从而建立扭转模型；计算机身大开口结构扭转模型剖面特性相关参数，包括扇性面积和主扇性惯性矩；在扭转载荷作用下，计算不同剖面位置处的扭转角；在大开口结构扭转模型中，确定翘曲变形关键点，然后分别计算每个翘曲变形关键点处的翘曲变形，并求出整个大开口结构的翘曲变形。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种矩形薄壁机身大开口结构翘曲变形计算方法

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