[發明專利]一種基于nastran非線性技術預測耳片承載能力的分析方法

在審

• 申請號: 202011611551.3
• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112733258A
• 公開（公告）日: 2021-04-30
• 發明（設計）人: 劉存
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/23;G06F119/14
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王迪

本發明屬于航空機翼折疊耳片強度設計技術領域，具體涉及一種基于nastran非線性技術預測耳片承載能力的分析方法，包括：基于MSC.PATRAN軟件對機翼折疊耳片試驗件進行仿真建模，運用NASTRAN，結合材料非線性模擬其塑性效應，調用MARC非線性求解器進行計算，通過得到載荷施加點從開始受力變形到結構破壞過程的載荷—位移曲線預測耳片的承載能力。本發明在飛機機翼折疊耳片設計中，基于預研試驗數據，采用虛擬強度試驗技術，提高設計效率、縮減設計周期、降低試驗成本有重要意義。

技術領域

本發明屬于航空機翼折疊耳片強度設計技術領域，具體涉及一種基于nastran非線性技術預測機翼折疊耳片承載能力的分析方法。

背景技術

艦載機機翼的結構布置、結構重量以及折疊過程的操縱均與機翼的折疊形式相關。機翼折疊的形式設計不合理，不僅會增加飛機的重量，而且會造成機翼結構的布置困難，折疊過程也會變得十分繁瑣。艦載機完成機翼折疊功能，普遍采用單雙耳片連接接頭。亦有飛機采用空間斜軸機翼折疊方案，即機翼外段向斜下后方折疊，最后機翼折疊部分平行于機身放置。該折疊方案在機翼折疊后，能滿足在航空母艦上的幾何尺寸要求，在機翼折疊和展開時，不影響加油等正常地勤維護工作。

在機翼折疊處，機翼的結構構造發生了轉折，改變了機翼結構的傳力特性，也改變了機翼翼面的剛度特性，載荷的傳遞也經歷分散—集中—分散的過程。折疊接頭承受集中載荷并將載荷擴散到主結構，起到樞紐作用，折疊接頭的失效將會導致整個部件失效。因此，研究折疊接頭耳片的強度以及配合關系對減輕結構重量和保證飛機安全具有重要意義。

發明內容

發明目的

提供一種基于nastran非線性技術預測耳片承載能力的分析方法，研究耳片承載能力

技術方案

一種基于nastran非線性技術預測耳片承載能力的分析方法，包括：

基于MSC.PATRAN軟件對機翼折疊耳片試驗件進行仿真建模，運用NASTRAN，結合材料非線性模擬其塑性效應，調用MARC非線性求解器進行計算，通過得到載荷施加點從開始受力變形到結構破壞過程的載荷—位移曲線預測耳片的承載能力。

具體包括：

步驟一：單元選取，折疊耳片和與之關聯的接頭區域均劃分為10節點四面體單元，該單元為二次單元CTETR；

步驟二：采用類型為RBE2的多點約束單元模擬接頭單耳與銷軸的連接；

步驟三：輸入真實材料本構模型；

步驟四：運用NASTRAN SOL600調用MARC非線性求解器，對結構進行靜態分析計算，得到*.t16的結果文件，導入patran進行數據處理，得到載荷施加點從開始受力變形到結構破壞過程的載荷—位移曲線，根據曲線預測耳片接頭的承載能力。

步驟二中處于耳孔中心拉伸方向上的加載點為主動節點。

步驟二中耳孔與銷軸接觸的半圓面上的節點為從動節點。

步驟二中約束接頭端XYZ三個方向的位移，使模型達到靜定約束。

步驟三中真實材料本構模型為：耳片接頭的破壞過程包含材料的彈性和塑性行為。

步驟四對結構進行靜態分析計算之前，要選擇合適的迭代步、矩陣修正之前的迭代次數及每個載荷增量的總迭代限。

迭代步為100步，迭代次數為100次，總迭代限為500次。

有益效果

由于本發明方法——基于nastran預計實體耳片接頭承載能力的方法，在飛機機翼折疊耳片設計中，基于預研試驗數據，采用虛擬強度試驗技術，提高設計效率、縮減設計周期、降低試驗成本有重要意義。