一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法
【专利摘要】本发明涉及一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，属于飞机结构强度试验领域。包括首先建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，其次将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，将所述机翼撑杆在表面分布力情况下的弯曲方向作为集中力的施加方向；将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点；最后根据表面分布力情况的节点侧向位移与集中力情况的节点侧向位移的比值用于调整集中力大小，通过多次迭代确定最终集中力大小。在强度试验中，可以通过施加撑杆的轴向压缩载荷和该集中力来确定撑杆是否满足强度设计，简化了试验加载。
【专利说明】
一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法
技术领域
[0001]本发明属于飞机结构强度试验领域，尤其涉及一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法。
【背景技术】
[0002]对于采用斜撑杆式机翼的飞机，撑杆的设计至关重要，尤其是当撑杆承受轴向压缩载荷时，容易发生失稳从而丧失承载能力，同时机翼撑杆表面的还作用有气动载荷产生的分布力，这更会大大降低其压缩承载能力。
[0003]为了验证撑杆的设计是否满足强度要求，需要进行强度试验，并且保证其受力状态尽量接近真实。但由于撑杆表面的气动载荷属于面分布载荷，且是不均匀的，甚至在撑杆的不同截面上载荷是反向的，如果严格按照真实情况加载，难以实施，因此需要一种撑杆表面分布力的等效处理方法，在保证撑杆受力特征不变的情况下，便于试验实施。
【发明内容】
[0004]为了解决上述问题，本发发明提供了一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，将所述机翼撑杆的表面分布力等效为集中力，从而便于在其强度试验时进行载荷的施加，其等效过程主要包括以下步骤:
[0005]S1、建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，在所述整体有限元模型中，所述机翼撑杆受力包括轴向压缩载荷以及表面分布力；
[0006]S2、将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，计算所述机翼撑杆同时受轴向压缩载荷和表面分布力情况下的第一变形，并记录任一所述有限元节点的第一侧向位移；
[0007]S3、将所述机翼撑杆在步骤S2中的弯曲方向作为集中力的施加方向；
[0008]S4、给定一初始集中力，将所述初始集中力按步骤S3中确定的集中力施加方向分别作用在所述机翼撑杆的各有限元节点上，任一有限元节点在同时受与步骤S2中相同的轴向压缩载荷和初始集中力情况下均对应一个第二变形，找出若干第二变形中与所述第一变形最接近的等效变形，并记录任一所述有限元节点的第二侧向位移，将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点；
[0009]S5、计算各有限元节点的第一侧向位移中的最大值与对应节点下的第二侧向位移的比值，将所述初始集中力按所述比值放大后的力大小作为新的集中力的大小，使用所述新的集中力重复步骤S4-S5，直至第一侧向位移与第二侧向位移差值小于阈值。
[0010]优选的是，在所述步骤S2中，所述机翼撑杆沿其轴向划分的段数不低于10段。
[0011]在上述方案中优选的是，在所述步骤S2中，所述有限元节点位于任一段的端面上，且各有限元节点之间的间距相同。
[0012]在上述方案中优选的是，在所述步骤S2中，所述任一所述有限元节点的第一侧向位移为不同级数表面分布力下该节点侧向位移的平均值。
[0013]在上述方案中优选的是，所述表面分布力的级数不小于3级。
[0014]在上述方案中优选的是，多级表面分布力包括将撑杆接近失稳时的载荷级数作为最后一级，并以10%的级差倒推其它载荷级数。
[0015]在上述方案中优选的是，在所述步骤S3中，将所述机翼撑杆在步骤S2中的最后一级表面分布力的弯曲方向作为集中力的施加方向。
[0016]在上述方案中优选的是，在所述步骤S5中，所述阈值为3%。
[0017]本发明引入一等效的集中力来替代表面各处不均匀的分散力，即通过一个集中力来等效撑杆表面所受的所有表面分布力。通过理论的对比分析来确定该集中力施加的位置和大小。在强度试验中，可以通过施加撑杆的轴向压缩载荷和该集中力来确定撑杆是否满足强度设计，简化了试验加载。
【附图说明】
[0018]图1为本发明机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法的一优选实施例的流程图。
[0019]图2为图1所示实施例的机翼撑杆受轴向压缩载荷与表面分布力的示意图。
[0020]图3为图1所示实施例的机翼撑杆集中力等效前后节点偏移比较示意图。
[0021]图4为图1所示实施例的等效后集中力的作用点、方向及大小示意图。
【具体实施方式】
[0022]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0023]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底” “内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0024]下面通过实施例对本发明做进一步详细说明。
[0025]对于采用斜撑杆式机翼的飞机，机翼撑杆在承受轴向压缩载荷时，容易发生失稳从而丧失承载能力，同时机翼撑杆表面的还作用有气动载荷产生的分布力，这更会大大降低其压缩承载能力，为了验证撑杆的强度，试验时必须施加上述两种载荷，对于撑杆两端的拉伸、扭转等载荷可以直接施加，而对于其表面分布力则由于形状接触面积等难以按实际情况施加，为此，本发明引入一等效力来达成上述目的，即通过一个集中力来等效撑杆表面所受的所有表面分布力。
[0026]因此，本实施例中集中力的确定过程主要包括以下三方面:
[0027]确定集中力的施加方向；
[0028]确定集中力的施加位置；
[0029]确定集中力的大小。
[0030]如图1所示，本发明机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，主要包括以下步骤:
[0031]S1、建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，在所述整体有限元模型中，所述机翼撑杆受力包括轴向压缩载荷以及表面分布力；
[0032]S2、将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，计算所述机翼撑杆同时受轴向压缩载荷和表面分布力情况下的第一变形，并记录任一所述有限元节点的第一侧向位移；
[0033]S3、将所述机翼撑杆在步骤S2中的弯曲方向作为集中力的施加方向；
[0034]S4、给定一初始集中力，将所述初始集中力按步骤S3中确定的集中力施加方向分别作用在所述机翼撑杆的各有限元节点上，任一有限元节点在同时受与步骤S2中相同的轴向压缩载荷和初始集中力情况下均对应一个第二变形，找出若干第二变形中与所述第一变形最接近的等效变形，并记录任一所述有限元节点的第二侧向位移，将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点；
[0035]S5、计算各有限元节点的第一侧向位移中的最大值与对应节点下的第二侧向位移的比值，将所述初始集中力按所述比值放大后的力大小作为新的集中力的大小，使用所述新的集中力重复步骤S4-S5，直至第一侧向位移与第二侧向位移差值小于阈值。
[0036]需要说明的是，本实施例中，所述机翼撑杆沿其轴向划分的段数不低于10段
[0037]可以理解的是，本实施例针对机翼撑杆的表面分布力采用一个等效的集中力来处理，以使试验时加载更方便，如图2所示，除了机翼撑杆两端或其中一端施加的轴向25933N的载荷以外，其沿轴向方向的各表面处还分布有若干表面分布力，实际上，这些表面分布力大小、方向等均可能不同，甚至有的表面分布力方向互相相反，这在试验过程中难以施加，为此，本发明采用集中力来替换，如图4所示，为等效后的一个450N的集中力，下面对其方向、大小、作用点的确定方法进行详细说明。
[0038]首先，在步骤SI中，建立机翼撑杆的有限元模型，包括撑杆本体和两端的连接接头，两端按结构的实际情况进行铰支约束，载荷包括轴向压缩载荷和表面分布力，如图2所不O
[0039]其次，在步骤S2中，首先进行节点划分，本实施例中将机翼撑杆本体沿其轴向等分为25段，其包含了 25个截面，有限元节点位于任一段的端面上(或截面)，且各有限元节点之间的间距相同。备选实施方式中，有限元节点也可以设置在每一段的中心上。
[0040]本实施例中，在所述步骤S2中，所述任一所述有限元节点的第一侧向位移为不同级数表面分布力下该节点侧向位移的平均值。比如，通过考虑几何大变形的有限元非线性分析方法，计算机翼撑杆在同时受轴向压缩载荷和表面分布载荷作用下的变形，并记录80%、90%、100%、110%和120%五个载荷级数下25个截面上有限元节点的侧向位移，其中，可以选取各个截面上所有节点侧向位移的平均值作为该截面处的侧向位移，也可以将每一级载荷下的侧向位移均进行记录标示，如图3所示，横轴表示撑杆长度方向，纵轴为节点的侧向位移，坐标原点为撑杆的底端端部，以图示中实线为例，其表示原始载荷下的节点侧向位移情况，即在步骤S2中，未等效集中力之前，在表面分布力作用下各有限元节点的侧向位移情况。
[0041]本发明所述表面分布力的级数不小于3级，本实施例以5级为例进行说明，其中100 %载荷为试验要求载荷，超过100 %的载荷为过载，120 %的载荷为失稳载荷，多级表面分布力包括将撑杆接近失稳时的载荷级数作为最后一级，并以10%的级差倒推其它载荷级数，即本实施例中，先确定120%的载荷作为最后一级，从而倒推处110%载荷、100%载荷、90 %载荷以及80 %载荷，需要说明的是，载荷级数的选取最好能使100 %载荷所在的级数为中间级数，即如果失稳时的载荷为130%，级差为10%，则一般选取7个载荷级数;如果失稳时的载荷为120%，级差为5%，则一般选取9个载荷级数。
[0042]本实施例中，通过该方法首先要确定集中力的施加方向，具体的，在所述步骤S3中，将所述机翼撑杆在步骤S2中的最后一级表面分布力的弯曲方向作为集中力的施加方向，集中力的施加的方向应使撑杆受弯的方向与前面计算出的撑杆最终失稳(120%载荷)弯曲方向相同。
[0043]其次是确定集中力的作用点，如步骤S4所示，先初始给定一个集中力的大小为400N，逐一按步骤S3中确定的方向施加至25个截面上，同时考虑撑杆的轴向压缩载荷，分别计算每种情况下撑杆的变形，并记录5个载荷级数下25个截面处的侧向位移，然后与步骤三中计算得到的侧向位移进行对比，通过对比发现以相同载荷级数下、集中力施加在第16个截面处(从撑杆下端向上端数)，载荷简化前后各截面侧向位移的比值最为接近，即载荷简化后撑杆的变形形态与简化前最接近，因此确定集中力施加在该截面处。
[0044]如图3所示，虚线表示施加集中力时的各节点的偏移情况，确定等效前后的两个变形情况是否相同可以引入方差等方式进行确定，比如，等效前后的两条线任一节点均包括一个差值，25个差值的方差越小，表示这两条线的形状越接近。备选实施方式中，还包括通过标准差或者抛物线开口角度等对比方式确定两条线的形状是否接近。
[0045]本发明引入一等效的集中力来替代表面各处不均匀的分散力，即通过一个集中力来等效撑杆表面所受的所有表面分布力。通过理论的对比分析来确定该集中力施加的位置和大小。在强度试验中，可以通过施加撑杆的轴向压缩载荷和该集中力来确定撑杆是否满足强度设计，简化了试验加载。
[0046]最后确定施加集中力的大小，如步骤S5中，通过前面的计算知道在100%载荷级数时，如图3所示，第14个截面(从撑杆下端向上端)处侧向位移最大，载荷简化前后其侧向位移比值为1.12，因此新的集中力大小为400N*1.12 = 448N。
[0047]由于集中力大小与节点侧向位移之间的关系为非线性关系，本实施例最后还可以进行循环校验，即在新的集中力情况下，将新的集中力替换初始集中力，重复步骤S4-S5，直至等效前后的曲线基本一致，本实施例中，具体的根据新的集中力大小，同时考虑杆的轴向压缩载荷，计算撑杆的变形，通过与前述步骤中得到的撑杆侧向位移进行对比，80%、90%、100%、110%和120%五个载荷级数下25个截面上有限元节点的侧向位移一致，可以理解，本实施例中，若两个节点的侧向位移小于3%时，认为侧向位移一致，若不一致，将448N作为新的集中力，重复步骤S4及S5。最终将撑杆表面的分布力简化为一个集中力，比如最终确定的集中力大小450N，垂直于撑杆轴向施加于第16个截面处(从撑杆下端向上端数)。
[0048]最后需要指出的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换;而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
【主权项】
1.一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，将所述机翼撑杆的表面分布力等效为集中力，其特征在于，包括: 51、建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，在所述整体有限元模型中，所述机翼撑杆受力包括轴向压缩载荷以及表面分布力； 52、将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，计算所述机翼撑杆同时受轴向压缩载荷和表面分布力情况下的第一变形，并记录任一所述有限元节点的第一侧向位移； 53、将所述机翼撑杆在步骤S2中的弯曲方向作为集中力的施加方向； 54、给定一初始集中力，将所述初始集中力按步骤S3中确定的集中力施加方向分别作用在所述机翼撑杆的各有限元节点上，任一有限元节点在同时受与步骤S2中相同的轴向压缩载荷和初始集中力情况下均对应一个第二变形，找出若干第二变形中与所述第一变形最接近的等效变形，并记录任一所述有限元节点的第二侧向位移，将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点； 55、计算第一侧向位移中的最大值与该最大值对应节点下的第二侧向位移的比值，将所述初始集中力按所述比值放大后的力大小作为新的集中力的大小，使用所述新的集中力重复步骤S4-S5，直至第一侧向位移与第二侧向位移差值小于阈值。2.如权利要求1所述的机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，其特征在于:在所述步骤S2中，所述机翼撑杆沿其轴向划分的段数不低于10段。3.如权利要求1所述的机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，其特征在于:在所述步骤S2中，所述有限元节点位于任一段的端面上，且各有限元节点之间的间距相同。4.如权利要求1所述的机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，其特征在于:在所述步骤S2中，所述任一所述有限元节点的第一侧向位移为不同级数表面分布力下该节点侧向位移的平均值。5.如权利要求4所述的机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，其特征在于:所述表面分布力的级数不小于3级。6.如权利要求5所述的机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，其特征在于:多级表面分布力包括将撑杆接近失稳时的载荷级数作为最后一级，并以10%的级差倒推其它载荷级数。7.如权利要求6所述的机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，其特征在于:在所述步骤S3中，将所述机翼撑杆在步骤S2中的最后一级表面分布力的弯曲方向作为集中力的施加方向。8.如权利要求1所述的机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，其特征在于:在所述步骤S5中，所述阈值为3%。
【文档编号】G06F17/50GK105825035SQ201610323059
【公开日】2016年8月3日
【申请日】2016年5月16日
【发明人】任善, 万亚锋, 张磊
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所