一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法与流程

本申请属于航空结构冲击动力学，特别涉及一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法。

背景技术：

1、飞机机身结构抗坠撞性能是保证民用飞机安全性的重要指标。在飞机设计优化阶段，由于飞机机身结构较为复杂，导致结构布置、参数设计等众多因素影响机身结构抗坠撞性能，因此需要进行多种机身结构布局选择、参数优化工作。

2、仿真分析手段是评估民用飞机抗坠撞性能的一种重要手段，采用合理的抗撞性仿真分析技术，不但能够提高设计效率，全面了解民用飞机抗坠撞性能，而且能够极大地减小研究费用。因此，飞机机身框段仿真分析建模及模型确认等方面的研究一直是飞机结构抗坠撞性能技术研究的重要内容。但是，常规的有限元分析方法在计算飞机机身框段结构塑性大变形区域时计算耗时较长以及潜在的计算不收敛问题，严重影响飞机设计和优化进程。因此，一种简单且较为准确的飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法具有重要的意义。

技术实现思路

1、本申请的目的是提供了一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，以解决现有的有限元分析方法在计算飞机机身框段结构塑性大变形区域时计算耗时较长以及潜在的计算不收敛问题。

2、本申请的技术方案是：一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，包括：

3、根据对应机身框段的结构特征建立机身框段模型，确定机身框段模型内相邻部件之间的连接关系；

4、确定机身框段模型内大变形区域的位置和变形模式，将大变形区域模拟成塑性铰，确定对应塑性铰的力矩和轴力性能参数，确定机身框段结构各部位的能量耗散分配原则；

5、对机身框段赋予不同的重力场和初速度，计算机身框段结构塑性铰在不同变形程度时的响应。

6、优选地，所述机身框段模型的建立流程包括：

7、对机身框段划分网格，并对不同截面位置赋予相对应的截面属性；

8、根据机身框段各零件之间的连接方式，在蒙皮与肋条、肋条与纵梁之间建立动力学约束；

9、将客舱座椅简化为带质量的刚性体，再将其对应的参考点与客舱地板横梁耦合，单个刚性体的质量包括乘员质量和座椅质量；

10、设置各部件之间的接触属性；

11、在各个部件上塑性铰和连接处设置参考点，再将其与相应的节点耦合；

12、根据各个塑性铰和连接处结构变形模式，在对应的参考点间建立弯曲-旋转型连接关系或者轴力-拉压型连接关系，并删除多余的实体单元；

13、对各连接关系赋予力学性能参数。

14、优选地，所述机身框段模型包括横梁、蒙皮、隔框、配重块和地面；所述隔框设于地面上，所述隔框的外侧设置有蒙皮，所述横梁水平设于隔框内部，所述配重块共有多组并对称设于隔框的上部两侧；所述横梁中部与隔框之间具有立柱，并建立立柱连接关系、横梁端部与隔框之间建立横梁-隔框连接关系；所述横梁具有多段并且相邻横梁之间建立横梁连接关系，所述隔框具有多段并且上部的相邻隔框之间建立隔框顶部连接关系、下部的相邻隔框之间建立隔框下部连接关系。

15、优选地，对于所述隔框与横梁、隔框不同段之间建立连接关系时，删除对应零件上多余的单元，使隔框在塑性铰处分成两个零件，然后将两部分塑性铰处的单元节点分别耦合到各自对应的参考点上，建立弯曲-旋转型连接关系；所述立柱与横梁和隔框之间建立连接关系时，删除对应零件上多余的单元，使立柱与横梁或隔框在塑性铰处分成两个零件，然后将两部分塑性铰处的单元节点分别耦合到各自对应的参考点上，建立轴力-拉压型连接关系。

16、优选地，所述机身框段结构塑性铰在不同变形程度时的响应包括力矩、轴力和屈服判定；所述力矩和轴力的计算公式包括：

17、fi＝diiui

18、式中：fi是相对运动的第i个分量的轴力或者力矩；dii为相对运动的第i个分量的刚度；ui为连接关系在第i个方向上的位移或者转量；

19、当时连接关系进入屈服阶段，判定公式包括：

20、

21、式中，p(f)为连接关系牵引力的大小，f0为连接关系屈服力或者力矩。

22、本申请的一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，通过对应机身框段的结构特征建立机身框段模型，确定机身框段模型内大变形区域的位置和变形模式，将大变形区域模拟成塑性铰，确定对应塑性铰的力矩和轴力性能参数；对机身框段赋予不同的重力场和初速度，计算机身框段结构塑性铰在不同变形程度时的响应；基于塑性大变形原理，充分结合了连接关系模型简单，计算效率快与有限元方法计算精度高的优势，提高飞机机身框段坠撞有限元分析计算效率，且能够避免计算飞机机身框段结构塑性大变形区域时潜在的计算不收敛问题，缩短飞机结构适坠性设计周期，具有较大的应用前景。

技术特征：

1.一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，其特征在于，所述机身框段模型的建立流程包括：

3.如权利要求2所述的飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，其特征在于：所述机身框段模型包括横梁、蒙皮、隔框、配重块和地面；所述隔框设于地面上，所述隔框的外侧设置有蒙皮，所述横梁水平设于隔框内部，所述配重块共有多组并对称设于隔框的上部两侧；所述横梁中部与隔框之间具有立柱，并建立立柱连接关系、横梁端部与隔框之间建立横梁-隔框连接关系；所述横梁具有多段并且相邻横梁之间建立横梁连接关系，所述隔框具有多段并且上部的相邻隔框之间建立隔框顶部连接关系、下部的相邻隔框之间建立隔框下部连接关系。

4.如权利要求3所述的飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，其特征在于：对于所述隔框与横梁、隔框不同段之间建立连接关系时，删除对应零件上多余的单元，使隔框在塑性铰处分成两个零件，然后将两部分塑性铰处的单元节点分别耦合到各自对应的参考点上，建立弯曲-旋转型连接关系；所述立柱与横梁和隔框之间建立连接关系时，删除对应零件上多余的单元，使立柱与横梁或隔框在塑性铰处分成两个零件，然后将两部分塑性铰处的单元节点分别耦合到各自对应的参考点上，建立轴力-拉压型连接关系。

5.如权利要求1所述的飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，其特征在于，所述机身框段结构塑性铰在不同变形程度时的响应包括力矩、轴力和屈服判定；所述力矩和轴力的计算公式包括：

技术总结
本申请属于航空结构冲击动力学技术领域，为一种飞机机身框段结构简化坠撞动力学建模方法，通过对应机身框段的结构特征建立机身框段模型，确定机身框段模型内大变形区域的位置和变形模式，将大变形区域模拟成塑性铰，确定对应塑性铰的力矩和轴力性能参数；对机身框段赋予不同的重力场和初速度，计算机身框段结构塑性铰在不同变形程度时的响应；基于塑性大变形原理，充分结合了连接关系模型简单，计算效率快与有限元方法计算精度高的优势，提高飞机机身框段坠撞有限元分析计算效率，且能够避免计算飞机机身框段结构塑性大变形区域时潜在的计算不收敛问题，缩短飞机结构适坠性设计周期，具有较大的应用前景。

技术研发人员：李肖成,白春玉,惠旭龙,刘小川,张欣玥,牟让科
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15