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
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]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)】
[0002]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.]
[0003]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:
[0004]I)根據(jù)多墻結(jié)構(gòu)，建立承載能力計(jì)算模型；
[0005]2)推導(dǎo)復(fù)合材料多墻結(jié)構(gòu)屈曲分析公式；
[0006]3)推導(dǎo)復(fù)合材料多墻結(jié)構(gòu)后屈曲分析公式；
[0007]4)推導(dǎo)腹板的最小設(shè)計(jì)厚度公式。
[0008]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。
[0009]然而使用這種方法存在如下缺點(diǎn):
[0010]I)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；
[0011]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；
[0012]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】

[0013]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。
[0014]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(xiàn)性有限元分析，得到翼尖撓度-載荷曲線(xiàn)；根據(jù)翼尖撓度-載荷曲線(xiàn)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。
[0015]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。
[0016]采用弧長(zhǎng)法進(jìn)行考慮材料彈塑性和大變形的非線(xiàn)性后屈曲分析，其中，彈塑性材料屬性定義為雙線(xiàn)性型。
[0017]根據(jù)翼尖撓度-載荷曲線(xiàn)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:
[0018]對(duì)構(gòu)建的有限元模型施加試驗(yàn)載荷，從非線(xiàn)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，
[0019]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(xiàn)，該曲線(xiàn)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，
[0020]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。
[0021]機(jī)翼結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位的確定過(guò)程如下:
[0022]查看非線(xiàn)性分析中載荷加載歷程，查看計(jì)算的最大載荷是非線(xiàn)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。
[0023]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(xiàn)、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(xiàn)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(xiàn)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。
[0024]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。
[0025]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。
[0026]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。
[0027]本發(fā)明的有益效果:
[0028]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】
[0029]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】
[0030]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:
[0031]本發(fā)明機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)承載能力的預(yù)判斷方法在試驗(yàn)之前，根據(jù)機(jī)翼構(gòu)型，建立帶有翼梁/肋腹板上支柱的有限元模型，對(duì)此模型進(jìn)行彈塑性和大撓度非線(xiàn)性有限元分析，，得到非線(xiàn)性載荷施加的每個(gè)增量步的計(jì)算結(jié)果；根據(jù)計(jì)算結(jié)果，得到翼尖撓度-載荷曲線(xiàn)，由曲線(xiàn)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；結(jié)合機(jī)翼蒙皮和腹板在每一個(gè)非線(xiàn)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)合破壞載荷對(duì)應(yīng)的非線(xiàn)性載荷施加步和對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)失穩(wěn)過(guò)程，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，從而有效提高試驗(yàn)的成功率。
[0032]請(qǐng)參閱圖1，其是本發(fā)明機(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，以某型號(hào)飛機(jī)三角機(jī)翼為例，給出了本發(fā)明的具體實(shí)施流程:
[0033]步驟1:建立有限元模型
[0034]使用PATRAN軟件建立三角機(jī)翼有限元模型，機(jī)翼蒙皮是薄板，用CQUAD4殼元來(lái)模擬，梁和肋的緣條用梁元來(lái)模擬，梁和肋的腹板用殼元來(lái)模擬，梁肋上支柱用梁元來(lái)模擬。為了準(zhǔn)確模擬到機(jī)翼上翼面的屈曲模態(tài)，對(duì)分析模型進(jìn)行細(xì)化，特別是靠近連接接頭的上壁板及其連接的梁、肋等進(jìn)行細(xì)化。
[0035]上述殼元、梁元的模擬，都是利用PATRAN軟件，采用常規(guī)建模方法，即可直接建立有限元模型，而不需要?jiǎng)?chuàng)造性勞動(dòng)。
[0036]步驟2:采用弧長(zhǎng)法(ARC-LENGTH METHOD)進(jìn)行考慮材料彈塑性和大變形的非線(xiàn)性后屈曲分析
[0037]先對(duì)機(jī)翼模型采用Nastran軟件進(jìn)行線(xiàn)彈性分析，來(lái)檢驗(yàn)?zāi)Ｐ褪欠窨梢杂?jì)算下去，如線(xiàn)性計(jì)算不下去，則檢查模型，直到計(jì)算出合理的線(xiàn)性分析結(jié)果。
[0038]對(duì)這個(gè)經(jīng)過(guò)線(xiàn)性計(jì)算驗(yàn)證過(guò)的有限元模型，進(jìn)一步進(jìn)行非線(xiàn)性計(jì)算。
[0039]對(duì)機(jī)翼模型的非線(xiàn)性計(jì)算，基于MSC.Marc軟件，采用弧長(zhǎng)法(ARC-LENGTHMETHOD)進(jìn)行考慮材料彈塑性和大變形的非線(xiàn)性后屈曲的模擬。
[0040]在Patran軟件中定義材料非線(xiàn)性。在定義時(shí),將彈塑性材料屬性定義為雙線(xiàn)性型，即使用零點(diǎn)、屈服點(diǎn)和破壞點(diǎn)三點(diǎn)來(lái)定義材料的應(yīng)力應(yīng)變曲線(xiàn)。
[0041]采用Nastran軟件生成非線(xiàn)性計(jì)算軟件MSC.Marc所需要的dat文件,更改dat文件中“AUTO INCREMENT”字段中非線(xiàn)性計(jì)算的參數(shù)設(shè)置，進(jìn)行多次計(jì)算嘗試，直到非線(xiàn)性計(jì)算收斂。
[0042]步驟3:破壞載荷預(yù)估
[0043]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(xiàn)，這個(gè)曲線(xiàn)類(lèi)似拱形，這個(gè)拱形的最高點(diǎn)即為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的破壞點(diǎn)，這點(diǎn)對(duì)應(yīng)的縱坐標(biāo)值即為結(jié)構(gòu)的破壞載荷。
[0044]某型號(hào)飛機(jī)三角機(jī)翼為例，根據(jù)翼尖上表面有載荷的有限元節(jié)點(diǎn)繪制出施加外載一位移曲線(xiàn)，得到結(jié)構(gòu)破壞載荷約為136%的試驗(yàn)載荷，這個(gè)載荷是拱形曲線(xiàn)上的最高點(diǎn)，這個(gè)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的載荷為結(jié)構(gòu)的破壞載荷，即136%的試驗(yàn)載荷時(shí)機(jī)翼結(jié)構(gòu)破壞。
[0045]步驟4:危險(xiǎn)部位預(yù)估
[0046]查看非線(xiàn)性分析中載荷加載歷程，查看計(jì)算的最大載荷是非線(xiàn)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。這個(gè)區(qū)域即為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位。
[0047]在這個(gè)三角機(jī)翼的非線(xiàn)性分析中，除了接頭連接部位及支持加載梁?jiǎn)卧?，考慮各結(jié)構(gòu)