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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

摘要：本申请提供了一种飞机气密顶板结构优化设计方法，所述方法包括：步骤一、以气密顶板与机身的连接形式和气密顶板承受的载荷为基准，确定气密顶板的危险部位；步骤二、建立气密顶板的挠度方程，确定危险部位的挠度曲线；步骤三、建立危险部位的细节原理验证模型，以挠度曲线作为位移边界；步骤四、以飞机机体寿命指标为基准，通过细节原理验证模型计算分析，确定满足寿命指标的气密顶板转角指标；步骤五、基于转角指标，开展气密顶板结构设计，形成气密顶板结构数模；步骤六、基于气密顶板结构数模，建立气密顶板的有限元模型，验证气密顶板结构是否满足寿命指标要求。该方法实现了气密顶板结构的高效率、轻量化、长寿命设计。

主权项：1.一种飞机气密顶板结构优化设计方法，其特征在于，所述方法包括：步骤一、以气密顶板与机身的连接形式和气密顶板承受的载荷为基准，确定气密顶板的危险部位，所述气密顶板的危险部位为气密顶板与侧壁的连接部位；步骤二、建立气密顶板的挠度方程，确定危险部位的挠度曲线，其中，根据气密顶板与机身侧壁的连接形式，将气密顶板的挠度曲线简化为以下两种形式：双边简支与双边固支；如果气密顶板与机身侧壁连接带板较薄，连接钉为1排，且无框对接，则简化为双边简支，气密顶板在气密载荷作用下的挠曲线方程为： 如果气密顶板与机身侧壁连接带板较厚，连接钉为2排以上或存在框对接，则简化为双边固支，气密顶板在气密载荷作用下的挠曲线方程为： 式中：y为挠度，x为自变量，q为气密载荷，E为杨氏模量，J为气密顶板惯性矩，l为气密顶板长度；步骤三、建立危险部位的细节原理验证模型，以挠度曲线作为位移边界，其中，根据气密顶板与机身侧壁连接部位的结构形式，挠曲线方程作为边界条件输入施加到细节原理验证模型上，控制气密顶板与机身侧壁拐角点的位移为0；步骤四、以飞机机体寿命指标为基准，通过细节原理验证模型计算分析，确定满足寿命指标的气密顶板转角指标，过程包括：基于飞机机体结构寿命指标确定气密顶板结构目标寿命，参考类似机型的相关数据确定该部位的地空地损伤比与应力比，综合以上确定气密顶板与机身侧壁连接部位的应力控制水平，再结合细节原理验证模型确定应力控制水平对应气密顶板转角指标；步骤五、基于转角指标，开展气密顶板结构设计，形成气密顶板结构数模；步骤六、基于气密顶板结构数模，建立气密顶板的有限元模型，验证气密顶板结构是否满足寿命指标要求。

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