一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法
【专利摘要】本发明涉及一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，属于飞机结构强度有限元分析领域。所述方法包括采用NASTRAN建立翼面本体的总体分析模型，采用ABAQUS建立连接机构的细节分析有限元模型，通过改变细节分析有限元模型连接机构的刚度修正总体分析模型中的载荷分配，并用新的载荷分配获得总体分析模型下新的应力应变，应力应变由决定刚度修正过程，如此反复迭代得到较为准确的载荷分配。通过本发明成功解决了飞机动翼面超静定结构中，翼面本体上的气动载荷到连接机构上的传力分配，可以应用于其它部件上含超静定结构的载荷分配。
【专利说明】
一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法
技术领域
[0001]本发明属于飞机结构强度有限元分析领域，尤其涉及一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法。
【背景技术】
[0002]现有飞机的动翼面的结构形式都相对简单，由翼面本体连接支撑杆组成静定结构，和普通固定翼面的分析方法一样，采用NASTRAN软件建立杆板结构总体分析有限元模型，通过分析计算得到翼面本体到支撑杆上的载荷传力分配。
[0003]随着飞机整体性能的不断提高，机翼设计了新型的动翼面，连接点由2个变为多个，支撑杆由复杂的连接机构替代，理论上可以简化为多支点梁的超静定结构，采用以往的建模方法，利用NASTRAN软件建立杆板结构总体分析有限元模型，不能准确模拟连接机构的刚度，对于多支点梁的超静定结构，连接机构的刚度决定了载荷的分配，仅采用NASTRAN软件的建模方法不再适用于新的结构。
[0004]为了准确模拟动翼面连接机构的刚度，现有技术中也有采用ABAQUS软件建立动翼面的总体细节有限元模型的技术方案，但该方案模型数据量庞大，运算效率低下，后续更改优化极为麻烦。
【发明内容】
[0005]为了解决上述问题，本发明提供了一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，所述飞机动翼面超静定结构包括翼面本体及设置在所述翼面本体上的连接机构，所述方法包括:
[0006]S1、将所述翼面本体以及与所述翼面本体存在多处连接的连接机构简化为多支点梁的超静定结构，并通过NASTRAN建立所述超静定结构的总体有限元模型，根据所述总体有限元模型及设定的连接机构初始刚度获得所述翼面本体分配到所述连接机构上的分配载荷F，以及获得所述连接机构的应力及变形；
[0007]S2、通过ABAQUS建立所述连接机构的实体细节有限元模型，并对所述实体细节有限元模型中的连接机构施加步骤SI中的分配载荷F，计算得到实体细节有限元模型中所述连接机构的应力、变形结果；
[0008]S3、比较连接机构在所述总体有限元模型下与其在实体细节有限元模型下的应力及变形结果，若所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，则分配载荷FSP为所述飞机动翼面超静定结构的载荷分配结果，若所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，则调整总体有限元模型下的连接机构的刚度，并重复步骤SI，获得新的分配载荷，以及新的所述连接机构的应力及变形；
[0009]S4、根据步骤S3中的新的分配载荷，重复步骤S2，计算得到实体细节有限元模型中所述连接机构新的应力、变形结果，重复步骤S3及S4，直到所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，并将此条件下的分配载荷Fn作为所述飞机动翼面超静定结构的载荷分配结果。
[0010]优选的是，所述步骤S3中的调整总体有限元模型下的连接机构的刚度包括采用刚度与应力应变结果之间的线性插值法调整刚度值。
[0011]在上述方案中优选的是，采用NASTRAN建立所述超静定结构的总体有限元模型时，所述翼面本体的蒙皮、梁腹板以及肋腹板均简化为膜元，梁缘条及肋缘条均简化为杆元，所述连接机构简化为梁元，并通过刚体元连接到所述翼面本体上。
[0012]在上述方案中优选的是，通过ABAQUS建立所述连接机构的实体细节有限元模型时，所述连接机构的运动親合作用包括连接机构变形、连接机构材料以及连接机构与所述翼面本体接触方式三类非线性的耦合作用。
[0013]与现有技术相比较，本发明将NASTRAN建立的总体有限元模型和ABAQUS建立的细节有限元模型，相互叠代多轮次得到最终的载荷分配，相比于以往的有限元分析方法，本发明充分考虑了连接机构的几何、材料、接触的三类非线性耦合作用，准确模拟了机构的刚度，得到了真实的载荷分配，同时不降低计算效率。
【附图说明】
[0014]图1为本发明飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法的一优选实施例的流程图。
[0015]图2为飞机襟翼本体和运动机构示意图。
[0016]图3为图2所示实施例的襟翼本体和运动机构力学模型简化示意图。
[0017]其中，I为襟翼，2为机翼固定面，3为滑轨、滑轮架运动机构。
【具体实施方式】
[0018]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。
[0019]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。
[0020]下面通过实施例对本发明做进一步详细说明。
[0021]本发明提供了一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，所述飞机动翼面超静定结构包括翼面本体及设置在所述翼面本体上的连接机构，如图1所示，所述方法包括:
[0022]S1、将所述翼面本体以及与所述翼面本体存在多处连接的连接机构简化为多支点梁的超静定结构，并通过NASTRAN建立所述超静定结构的总体有限元模型，根据所述总体有限元模型及设定的连接机构初始刚度获得所述翼面本体分配到所述连接机构上的分配载荷F，以及获得所述连接机构的应力及变形；
[0023]S2、通过ABAQUS建立所述连接机构的实体细节有限元模型，并对所述实体细节有限元模型中的连接机构施加步骤SI中的分配载荷F，计算得到实体细节有限元模型中所述连接机构的应力、变形结果；
[0024]S3、比较连接机构在所述总体有限元模型下与其在实体细节有限元模型下的应力及变形结果，若所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，则分配载荷FSP为所述飞机动翼面超静定结构的载荷分配结果，若所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，则调整总体有限元模型下的连接机构的刚度，并重复步骤SI，获得新的分配载荷，以及新的所述连接机构的应力及变形；
[0025]S4、根据步骤S3中的新的分配载荷，重复步骤S2，计算得到实体细节有限元模型中所述连接机构新的应力、变形结果，重复步骤S3及S4，直到所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，并将此条件下的分配载荷Fn作为所述飞机动翼面超静定结构的载荷分配结果。
[0026]本实施例中，襟翼是位于机翼后缘的可活动翼面，它通过偏转、运动来提高机翼的升力，其中后退式襟翼在相对于转轴转动的同时，可以沿翼弦向后运动，以增大机翼面积，为了满足后退式襟翼的运动轨迹，结构上设计了滑轨、滑轮架运动机构3将襟翼I和机翼固定面2连接起来，同时考虑到连接接头的承载能力，一般会设计3套或以上的运动机构和本体连接，如图2所示。这种结构一般简化为多支点梁的超静定结构，见图3所示，翼面本体分配到运动机构上的载荷，受运动机构的刚度决定，可以理解的是，这里的运动机构即本发明所述的连接机构，因该连接机构具有运动变形等特性，以下实施例中对运动机构的描述等同连接机构。
[0027]针对上述图3构建的简易模型，本实施例首先采用Patran2008r2软件，建立襟翼本体和运动机构的总体板杆结构有限元模型，襟翼本体的蒙皮、梁腹板、肋腹板简化为膜元(CQUAD4、CTRIA3)，梁缘条、肋缘条简化为杆元(CROD)，网格大小在10mmX 10mm左右，运动机构简化为梁元(CBAR)，通过刚体元(RBAR)连接到本体上，通过MSC/Nastran求解计算，得到板杆结构有限元模型中襟翼本体分配到运动机构上的载荷F、运动机构的应力、变形；
[0028]之后，采用ABAQUS软件，建立运动机构的实体细节有限元模型，所述连接机构的运动耦合作用包括连接机构变形、连接机构材料以及连接机构与所述翼面本体接触方式三类非线性的耦合作用。比如此处建模过程中，需要考虑运动机构大变形、材料、滑轨滑轮架接触三类非线性的耦合作用，施加步骤Si总体板杆结构有限元模型中襟翼本体分配给运动机构的载荷F，计算得到运动机构实体细节有限元模型中的应力、变形结果；
[0029]根据步骤上述步骤S2中ABAQUS实体细节有限元模型中运动机构的应力、变形结果，和步骤SI中总体板杆结构有限元模型中运动机构的应力、变形结果，通过两种应力、变形结果对比，调整总体板杆结构有限元模型中运动机构的刚度数据，比如本实施例中，刚度数据的调整根据模型中运动机构的刚度和应力变形结果，进行线性插值，计算得到新一轮的运动机构的载荷分配F1。可以理解的是，所述步骤S3中的调整总体有限元模型下的连接机构的刚度包括采用刚度与应力应变结果之间的线性插值法调整刚度值，此时刚度与应力应变结果之间的关系以坐标表示为X轴为刚度，y轴为应力变形结果，以初始刚度值及应力应变结果与坐标原点的连线为其函数关系，进行线性插值，在一个备选实施方式中，由于本实施例采用循环方式会求解出多个刚度值及应力应变结果，此时，可以用新的两个刚度值及应力应变结果做其线性插值函数。
[0030]最后，重复步骤S3及步骤S4，通过多轮次叠代，总体板杆结构有限元模型和实体细节有限元模型中运动机构的应力和变形相一致，最终确定后退式襟翼超静定结构的载荷分配Fn。本实施例有限元建模分析时，采用NASTRAN建立翼面本体的总体分析模型，采用ABAQUS建立连接机构的细节分析有限元模型，再将总体分析模型和细节分析模型反复迭代，得到载荷分配。成功解决了飞机动翼面超静定结构中，翼面本体上的气动载荷，到连接机构上的传力分配，可以应用于其它部件上含超静定结构的载荷分配。
[0031]与现有技术相比较，本发明将NASTRAN建立的总体有限元模型和ABAQUS建立的细节有限元模型，相互叠代多轮次得到最终的载荷分配，相比于以往的有限元分析方法，本发明充分考虑了连接机构的几何、材料、接触的三类非线性耦合作用，准确模拟了机构的刚度，得到了真实的载荷分配，同时不降低计算效率。
[0032]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】
1.一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，所述飞机动翼面超静定结构包括翼面本体及设置在所述翼面本体上的连接机构，其特征在于，所述方法包括: 51、将所述翼面本体以及与所述翼面本体存在多处连接的连接机构简化为多支点梁的超静定结构，并通过NASTRAN建立所述超静定结构的总体有限元模型，根据所述总体有限元模型及设定的连接机构初始刚度获得所述翼面本体分配到所述连接机构上的分配载荷F，以及获得所述连接机构的应力及变形； 52、通过ABAQUS建立所述连接机构的实体细节有限元模型，并对所述实体细节有限元模型中的连接机构施加步骤SI中的分配载荷F，计算得到实体细节有限元模型中所述连接机构的应力、变形结果； 53、比较连接机构在所述总体有限元模型下与其在实体细节有限元模型下的应力及变形结果，若所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，则分配载荷F即为所述飞机动翼面超静定结构的载荷分配结果，若所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，则调整总体有限元模型下的连接机构的刚度，并重复步骤SI，获得新的分配载荷，以及新的所述连接机构的应力及变形； 54、根据步骤S3中的新的分配载荷，重复步骤S2，计算得到实体细节有限元模型中所述连接机构新的应力、变形结果，重复步骤S3及S4，直到所述连接机构在两个有限元模型下的应力及应变结果相同，并将此条件下的分配载荷Fn作为所述飞机动翼面超静定结构的载荷分配结果。2.如权利要求1所述的飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，其特征在于:所述步骤S3中的调整总体有限元模型下的连接机构的刚度包括采用刚度与应力应变结果之间的线性插值法调整刚度值。3.如权利要求1所述的飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，其特征在于:采用NASTRAN建立所述超静定结构的总体有限元模型时，所述翼面本体的蒙皮、梁腹板以及肋腹板均简化为膜元，梁缘条及肋缘条均简化为杆元，所述连接机构简化为梁元，并通过刚体元连接到所述翼面本体上。4.如权利要求1所述的飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法，其特征在于:通过ABAQUS建立所述连接机构的实体细节有限元模型时，所述连接机构的运动耦合作用包括连接机构变形、连接机构材料以及连接机构与所述翼面本体接触方式三类非线性的耦合作用。
【文档编号】G06F17/50GK105930616SQ201610322412
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2016年5月16日
【发明人】魏洪, 杜凯, 范瑞娟, 郑茂亮, 鬲钰焯
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所