本文研究了偏置橢球方程,改變相關(guān)參數(shù)可得到不同尺寸和形狀的后壓力框,得到了一種偏置橢球冠狀后壓力框外形的確定方法。由某型飛機(jī)的尺寸相關(guān)要求確定后壓力框的外形,采用有限元法對(duì)此種形式的后壓力框進(jìn)行內(nèi)壓作用下的應(yīng)變分析以及外壓作用下的穩(wěn)定性分析,采用局部殼體穩(wěn)定性分析的研究方法確定加筋基本方案,并對(duì)格柵加筋后的后壓力框進(jìn)行外壓下穩(wěn)定性分析,考慮不同加筋形式的影響,最終得出較優(yōu)的格柵加筋結(jié)構(gòu)方案。

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【部分圖文】：

圖1 方程xz平面圖

根據(jù)以上要求,可確定相關(guān)控制參數(shù),如方程(2)所示。后壓力框外形如圖1所示。3內(nèi)壓分析

圖3 球殼分塊示意圖

對(duì)偏心球冠狀后壓力框進(jìn)行局部劃分,對(duì)局部球殼進(jìn)行穩(wěn)定性分析,以局部分析結(jié)果作為加筋方案的初步依據(jù)。圖3為球殼的分塊示意圖。對(duì)于頂部殼體,以底圈橢圓中心為圓心,以r為半徑,向頂部投影來截取殼體,得到頂部殼體。在外壓條件下,邊界條件取固支,進(jìn)行穩(wěn)定性分析。

圖4 不同底半徑頂部殼體的最大位移-載荷曲線

圖4顯示了不同底半徑頂部殼體的穩(wěn)定性情況。當(dāng)r為420mm～480mm時(shí),殼體發(fā)生跳躍失穩(wěn),上下臨界載荷隨r的增大而降低。在此范圍內(nèi)頂部球殼屈曲模態(tài)為中心凹陷。同時(shí)根據(jù)過往研究經(jīng)驗(yàn)可知:r低于420mm時(shí),殼體無明顯的屈曲現(xiàn)象,這是因?yàn)闅っ媲屎苄?類似于平板受壓,所以殼體....

圖5 r為500 mm～1200 mm扇形區(qū)域

對(duì)于中部殼體,去除頂部殼體及底部殼體得到中部殼體,取90°進(jìn)行外壓下穩(wěn)定性分析,固支邊界條件,左右側(cè)由于曲率不同需分別進(jìn)行分析。對(duì)r為500mm～1200mm的左右側(cè)90°扇形殼體分別進(jìn)行外壓穩(wěn)定性分析,得到的結(jié)果如圖5所示,從圖中可以看出當(dāng)中部球殼的底半徑控制在合適的范圍之....

本文編號(hào)：4020290