[發(fā)明專利]一種有限元載荷施加方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410156494.2
• 申請日: 2014-04-17
• 公開（公告）號: CN103984803B
• 公開（公告）日: 2017-02-15
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 何剛;王建志;吳德鋒;靳誠忠
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團公司沈陽飛機設(shè)計研究所
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京航信高科知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙)11526
• 代理人: 周良玉

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛機設(shè)計領(lǐng)域，涉及一種有限元載荷的施加方法。

背景技術(shù)

有限元是現(xiàn)代飛機強度分析的重要手段，有限元模型中載荷施加的準確程度直接關(guān)系到計算結(jié)果的正確性。有限元載荷的施加就是將飛機結(jié)構(gòu)上的各種載荷離散到有限元節(jié)點上，這是一項復雜、費時、不易準確實現(xiàn)的工作，目前這項工作還沒有統(tǒng)一的實施方法和評價標準。

發(fā)明內(nèi)容

本專利提供了一種有限元載荷施加方法，該方法綜合考慮了各種載荷簡化或離散對計算結(jié)果的影響，以及加載實現(xiàn)的難易程度。采用本方法進行有限元加載可以滿足工程計算精度，且便于使用計算機批量處理。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種有限元載荷施加方法，其特征在于，包括如下步驟：

第一，將飛機載荷分為集中載荷和分布載荷，并將分布載荷按結(jié)構(gòu)進行分區(qū)；

第二，在有限元模型中挑選出要加載的節(jié)點，并將要加載的節(jié)點按分布載荷分區(qū)的形式進行分區(qū)；

第三，施加集中載荷的方法為：將集中載荷加到有限元相關(guān)節(jié)點上；施加分布載荷步驟為：

a)將某一分區(qū)的分布載荷和有限元加載節(jié)點均按相同原則劃分計算剖面；

b)將兩個計算剖面間的分布載荷積分求總載荷P和載荷作用點m，然后按力學等效的方法將載荷P分到相鄰的兩個計算剖面上，大小分別為Pa和Pb，計算剖面上的載荷作用點為ma和mb；

c)在計算剖面上載荷作用點處建立節(jié)點，將載荷Pa和Pb施加到計算剖面的載荷作用點ma和mb上。

d)在載荷作用點與計算剖面上各有限元加載節(jié)點間建立MPC（RBE3）單元；

e)將所有分區(qū)都按a-d的步驟操作，完成全機分布載荷的施加。

所述的載荷作用點是指在該點上施加的集中力不產(chǎn)生彎矩。

所述的“MPC單元”，指的是在載荷作用點和有限元節(jié)點間的一種多點約束，使加在載荷作用點上的載荷通過數(shù)學公式換算到有限元節(jié)點上。

所述的“計算剖面”是指飛機上存在的自然結(jié)構(gòu)，對于翼面一般指的是肋，對于機身，一般指的是框。

所述的“要加載的節(jié)點”，是指有限元模型中存在的節(jié)點，在這些節(jié)點上加載荷不會對分析結(jié)果的正確性產(chǎn)生影響。

所述的“力學等效的方法”，指的是用杠桿原理將某一載荷分配到相鄰兩個計算剖面上。

本發(fā)明的優(yōu)點是：綜合考慮了各種載荷簡化或離散對計算結(jié)果的影響，以及加載實現(xiàn)的難易程度，在保證加載精度的同時，使載荷施加過程簡化，便于程序?qū)嵤?/p>

附圖說明

附圖1是某飛機分布載荷的分區(qū)

附圖2機翼分布載荷的施加方法

附圖3計算剖面與載荷作用點之間建立MPC

具體實施方式

下面通過具體的實施例并結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細的描述。

一、以某飛機的載荷施加為研究對象，找出該飛機的所有載荷中的集中載荷，包括發(fā)動機載荷、導彈載荷、雷達載荷，并將分布載荷分為機身、機翼、平尾、垂尾四個分區(qū)，見附圖1。

二、挑選有限元模型中可以加載的節(jié)點，并將挑選出來的有限元節(jié)點按附圖1進行分區(qū)。

三、將發(fā)動機載荷加到發(fā)動機與機體連接的接頭處，將導彈載荷加到導彈與機體連接的接頭處，將雷達載荷加到雷達在機身的固定點處。

四、將機翼的分區(qū)按肋劃分計算剖面，積分計算相鄰兩個肋間總的分布載荷P以及載荷作用點m，并按杠桿原理將P分配至相鄰的計算剖面上，載荷分別為Pa和Pb，載荷作用點分別為ma和mb，見附圖2所示。

五、在ma處和mb處施加載荷Pa和Pb，并在ma和mb與計算剖面上的有限元節(jié)點間建立MPC單元。按此方法完成所有翼面分區(qū)計算剖面的載荷施加。

六、機身、平尾、垂尾分布載荷的施加方案同機翼，機身的計算剖面為框剖面。