[發(fā)明專利]一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)承載能力的預(yù)判斷方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410171135.4
• 申請(qǐng)日: 2014-04-25
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN105022907B
• 公開(kāi)（公告）日: 2018-04-10
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王海燕;童賢鑫;張國(guó)凡;劉小軍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所
• 主分類號(hào): G06F17/50
• 分類號(hào): G06F17/50
• 代理公司: 中國(guó)航空專利中心11008
• 代理人: 張毓靈

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度技術(shù)，涉及一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)承載能力的預(yù)判斷方法。

背景技術(shù)

文獻(xiàn)[復(fù)合材料多墻結(jié)構(gòu)承載能力分析[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2006年，23(4)：119-123.]

比較典型的代表了目前估算機(jī)翼結(jié)構(gòu)后屈曲承載能力的方法。該方法是通過(guò)建立多墻結(jié)構(gòu)承載能力計(jì)算模型，推導(dǎo)計(jì)算承載能力的公式來(lái)計(jì)算的。具體做法是：

1)根據(jù)多墻結(jié)構(gòu)，建立承載能力計(jì)算模型；

2)推導(dǎo)復(fù)合材料多墻結(jié)構(gòu)屈曲分析公式；

3)推導(dǎo)復(fù)合材料多墻結(jié)構(gòu)后屈曲分析公式；

4)推導(dǎo)腹板的最小設(shè)計(jì)厚度公式。

5)根據(jù)公式計(jì)算出復(fù)合材料多墻結(jié)構(gòu)總承載能力。

然而使用這種方法存在如下缺點(diǎn)：

1)只能計(jì)算規(guī)則的多墻結(jié)構(gòu)，而不能準(zhǔn)確給出三角機(jī)翼結(jié)構(gòu)的承載能力；2)該方法只能給出總的承載能力，而不能給出結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位和破壞過(guò)程；

3)由于機(jī)翼由多個(gè)盒段組成，采用該方法計(jì)算時(shí)，假設(shè)破壞時(shí)每個(gè)盒段都達(dá)到了極限承載能力，這樣計(jì)算值偏保守；

4)計(jì)算中只考慮了外載產(chǎn)生的彎矩，未考慮外載產(chǎn)生的扭矩等的復(fù)合載荷，影響了計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的：提供一種能快速計(jì)算機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)破壞載荷、危險(xiǎn)部位和破壞過(guò)程的預(yù)判斷方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)承載能力的預(yù)判斷方法，其在實(shí)際試驗(yàn)之前，根據(jù)機(jī)翼構(gòu)型先建立帶有翼梁/肋腹板上支柱的有限元模型，對(duì)此有限元模型進(jìn)行彈塑性和大撓度非線性有限元分析，得到翼尖撓度-載荷曲線；根據(jù)翼尖撓度-載荷曲線的變化特性確定機(jī)翼結(jié)構(gòu)最大承載能力，給出機(jī)翼結(jié)構(gòu)的破壞載荷；根據(jù)破壞載荷及有限元彈塑性和大撓度分析結(jié)果，得到機(jī)翼結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位以及從失穩(wěn)到破壞的過(guò)程，進(jìn)行對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)承載能力的預(yù)判斷。

有限元模型構(gòu)建時(shí)，細(xì)化與接頭連接的機(jī)翼上壁板及其梁、肋，并建立梁和肋上的支柱，機(jī)翼壁板用殼元模擬，梁、肋及其上的支柱用梁元模擬。

采用弧長(zhǎng)法進(jìn)行考慮材料彈塑性和大變形的非線性后屈曲分析，其中，彈塑性材料屬性定義為雙線性型。

根據(jù)翼尖撓度-載荷曲線的變化特性確定機(jī)翼結(jié)構(gòu)最大承載能力，給出機(jī)翼結(jié)構(gòu)的破壞載荷，具體過(guò)程如下：

對(duì)構(gòu)建的有限元模型施加試驗(yàn)載荷，從非線性后屈曲分析計(jì)算結(jié)果中找出翼尖上表面有載荷的有限元節(jié)點(diǎn)在每一個(gè)增量步的載荷值和撓度值，

以計(jì)算得到的每一步撓度值為橫坐標(biāo)，以施加的每一步外載荷值為縱坐標(biāo)，繪制翼尖上表面有載荷的有限元節(jié)點(diǎn)撓度——載荷曲線，該曲線為拱形，其最高點(diǎn)即為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的破壞點(diǎn)，該破壞點(diǎn)對(duì)應(yīng)的載荷為結(jié)構(gòu)破壞載荷，

由上面得到的試驗(yàn)破壞載荷與試驗(yàn)施加載荷相除，就得到了整個(gè)機(jī)翼結(jié)構(gòu)在試驗(yàn)到百分之多少時(shí)破壞，這個(gè)百分?jǐn)?shù)就是結(jié)構(gòu)的最大承載能力。

機(jī)翼結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位的確定過(guò)程如下：

查看非線性分析中載荷加載歷程，查看計(jì)算的最大載荷是非線性分析的哪一個(gè)增量部，找到這個(gè)增量步下整個(gè)結(jié)構(gòu)應(yīng)力較大的區(qū)域，該區(qū)域即為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位。

根據(jù)有限元彈塑性和大撓度分析結(jié)果，機(jī)翼結(jié)構(gòu)的從失穩(wěn)到破壞的后屈曲過(guò)程預(yù)估過(guò)程如下：結(jié)合上述載荷-位移曲線、各加載步時(shí)重點(diǎn)關(guān)心部位的位移計(jì)算結(jié)果，能夠看到蒙皮、腹板在每一個(gè)非線性增量步時(shí)的屈曲情況，由各個(gè)部位出現(xiàn)屈曲的先后順序就可推斷整個(gè)結(jié)構(gòu)失穩(wěn)過(guò)程，結(jié)合前面得到的破壞載荷對(duì)應(yīng)的非線性載荷施加步，即可得到機(jī)翼結(jié)構(gòu)的從失穩(wěn)到破壞的后屈曲過(guò)程預(yù)估。

飛機(jī)機(jī)翼根部蒙皮在約96％破壞載荷時(shí)發(fā)生屈曲，使得局部載荷重新分配。

與根部蒙皮相連的腹板在破壞試驗(yàn)載荷112％后開(kāi)始出現(xiàn)面外位移導(dǎo)致屈曲，進(jìn)而使蒙皮和腹板的應(yīng)力加速集中，蒙皮和腹板較大范圍發(fā)生屈曲。

三角機(jī)翼結(jié)構(gòu)的極限承載能力在破壞試驗(yàn)載荷136％時(shí)刻。

本發(fā)明的有益效果：

本發(fā)明提供的估算方法并已被試驗(yàn)驗(yàn)證，其精度可以達(dá)到工程設(shè)計(jì)需求。以某型飛機(jī)三角機(jī)翼為例，試驗(yàn)破壞載荷與計(jì)算破壞載荷的誤差為6.25％；計(jì)算的危險(xiǎn)部位與試驗(yàn)的破壞部位一致；計(jì)算的從失穩(wěn)到破壞的過(guò)程與試驗(yàn)的失穩(wěn)過(guò)程一致。為結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)一次成功提供保證，為評(píng)估機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度提供依據(jù)。

附圖說(shuō)明

圖1是機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)承載能力的預(yù)判斷方法的流程圖。

具體實(shí)施方式

下面通過(guò)具體實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明：