一种带有薄膜蒙皮结构的机翼承载能力分析方法与流程

本发明涉及一种带有薄膜蒙皮结构的机翼承载能力分析方法，属于机翼结构设计、仿真分析技术领域。

背景技术：

薄膜结构是20世纪中期发展起来的一种新型建筑结构形式，是由多种高强薄膜材料及加强构件组成，通过一定方式使其内部产生一定的预张应力以形成某种空间形状作为覆盖结构，并能承受一定的外荷载作用。

国内外大展弦比(展弦比大于10：1)无人机机翼的结构设计方案之一是采用轻质柔性复合材料蒙皮结构，利用碳纤维复合材料制造机翼的主承力骨架(主承力梁和肋)，用柔性薄膜作为机翼蒙皮承受分布气动力，从而尽可能降低结构重量。如何准确预测带有薄膜结构的大展弦比飞机机翼承载能力是航空界研究的重点课题。

因为薄膜结构只能承受面内拉载荷，不能承受压缩\弯曲\扭转载荷，所以在制造过程中必须先施加预应力，这样飞机飞行过程中才能承受气动力，并将其传给主承力骨架。现有的有限元方法无法直接给膜单元加载预应力，而在没有预应力的情况下，膜单元无法承受气动载荷，同时没有预应力的分析结果也与实际不符。

现有的带有薄膜蒙皮结构的飞机机翼承载能力分析技术由两种：一种是采用能够承受拉\压\弯曲\扭转载荷的壳单元的方法来模拟薄膜蒙皮结构，另外一种方法是不考虑薄膜蒙皮，直接将载荷施加到主承力结构上，这两种方法都无法准确获得结构承载能力，不能真实反映结构的变形，不准确的分析结果只有在后期试飞或试验中才能体现出来，往往造成设计反复，增加了成本，延长了飞机研制周期。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种能精确模拟薄膜预应力的机翼承载能力分析方法。

本发明的技术解决方案：一种带有薄膜蒙皮结构的机翼承载能力分析方法，通过以下步骤实现：

第一步，建立带有薄膜蒙皮结构的机翼的几何模型；

本步骤为现有技术，采用cad软件进行几何建模。

第二步，根据第一步建立的几何模型建立机翼有限元模型，

在建立机翼有限元模型时，将机翼主承力骨架模拟成壳单元，薄膜蒙皮模拟成三角形膜单元，并给单元赋上相应属性(材料属性和结构尺寸)；

有限元建模的其他操作为本领域公知技术，可以采用公知的有限元建模软件完成。

第三步，薄膜蒙皮预应力模拟，在机翼有限元模型的膜单元上施加负温度场来模拟薄膜蒙皮预应力；

a3.1、通过公式(1)确定温度场变化范围δt,

σ＝α*δt*e

其中σ为薄膜蒙皮预应力，α为薄膜材料的线膨胀系数，e为薄膜材料的弹性模量；

a3.2、确定负温度场，负温度场为从温度场施加的起始温度t下降δt；

所述的温度场施加的起始温度t范围为0～室温。

a3.3、将步骤a3.2确定的负温度场施加到机翼有限元模型的膜单元上；

带有薄膜蒙皮结构的机翼制造是先完成骨架制造，即主梁和肋胶接到一起，最后再把薄膜安装到骨架上，安装时薄膜带有预应力，带有预应力的薄膜结构在飞行过程中能够承受飞行过程中的气动力。本发明为了模拟薄膜蒙皮结构在制造过程中产生预应力的现象，针对建立的机翼有限元模型，对模拟成三角形膜单元的薄膜蒙皮结构施加负温度场，为其下一步分析中产生预应力准备载荷条件。负温度场的施加采用有限元建模软件可实现，负温度场施加大小要保证预应力的大小与制造机翼过程中施加给薄膜的预应力一致。

第四步，对第三步施加负温度场的机翼有限元模型进行应力分析，得到机翼变形后的结构形状和预应力分布；

本步骤可利用非线性有限元分析软件进行。

第五步，对第四步得到的变形后的机翼有限元模型施加气动载荷，得到机翼的承载能力。

本步骤可利用非线性有限元分析软件进行。

本发明与现有技术相比的有益效果：

(1)本发明通过载荷形式转换，施加温度场获得与机翼制造过程相同的薄膜预应力结果，能够准确预测带有薄膜结构的机翼的承载能力；

(2)本发明能准确模拟带有薄膜蒙皮结构的飞机机翼承载能力，精度高，周期短，成本低。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为本发明实施例机翼几何模型；

图3为本发明实施例有限元模型；

图4为本发明实施例施加了温度场的有限元模型的预应力和初始变形；

图5为本发明实施例含有预应力的结构承受气动力后变形情况。

具体实施方式

下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。

本发明如图1所示，通过对带有薄膜蒙皮结构的机翼进行几何模型建立，机翼有限元模型建立，通过载荷形式转换对有限元模型施加负温度场，进行受力分析，产生装配预应力和变形，再在此基础上施加飞行气动载荷，运用非线性分析进行机翼承载能力分析。

具体步骤如下：

1、几何模型的建立

本实例机翼由梁、肋和蒙皮构成，机翼仅有一根管形主梁，蒙皮由一整块薄膜构成。管形主梁与肋通过胶接连接到一起，薄膜蒙皮与加强肋也通过胶接连接，机翼展弦比15：1～20：1。对本实例机翼进行cad软件几何建模，得到如图2所示的几何模型。

2、有限元模型的建立

利用有限元前处理软件msc.patran建立机翼有限元模型，将机翼的管型梁、肋模拟成壳单元，将薄膜结构模拟成三角形膜单元，给单元赋上相应属性。薄膜蒙皮材料弹性模量e为850mpa，泊松比0.3，线性膨胀系数α为5.9e-4，厚度0.25mm，管型梁、肋、蒙皮为复合材料结构，采用共节点的方法模拟胶接连接，具体如图3所示。

3、温度场的施加

1)获得机翼装配过程中的装配薄膜蒙皮预应力σ，本实例中薄膜蒙皮预应力σ为2.5mpa。

2)根据公式σ＝α*δt*e确定温度场变化δt为5℃，从而确定所施加的负温度场为0℃降为-5℃。

3)将步骤2)确定的负温度场施加到有限元模型上。

4、对步骤3施加负温度场的机翼有限元模型进行几何非线性软件msc.nastran进行非线性应力分析，得到机翼变形后的结构形状和预应力分布，如图4所示。

5、机翼承载能力计算

在步骤4获得预应力和初始变形的基础上，给薄膜蒙皮施加气动载荷，再采用msc.nastran程序分析计算机翼结构应力和变形，可以获得整个机翼结构的承载能力，如图5所示。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

技术特征：

技术总结
本发明提出一种带有薄膜蒙皮结构的机翼承载能力分析方法，通过几何模型建立、有限元模型建立、通过载荷形式转换、施加温度场、进行受力分析、产生装配预应力和变形、施加飞行气动载荷、运用非线性分析等进行机翼承载能力分析。本发明通过载荷形式转换，施加温度场获得与机翼制造过程相同的薄膜预应力结果，能够准确预测带有薄膜结构的机翼的承载能力。

技术研发人员：温永海;石晓飞;康建雄;于佰明;田晓
受保护的技术使用者：海鹰航空通用装备有限责任公司
技术研发日：2017.12.11
技术公布日：2019.06.18