CN106021689B - 一种计算结构变形后接触力的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种计算结构变形后接触力的方法，属于飞机结构强度有限元分析领域。所述方法包括首先建立部件整体的非线性有限元模型，求解计算，得到变形后发生接触的部位；其次，在变形后发生接触部位的有限元模型节点上施加附加载荷，抵消接触力，再次求解计算；查看发生接触的部位是否已经零间隙，否则调整所述附加载荷，直到所有部位零间隙，得到结构的接触力。本发明采用线性的方法模拟非线性的接触关系，不用重新建立实体模型，不用建立非线性的求解关系，直接在现有的板、杆模型的基础上快速计算结构变形后的接触力，方法简单，计算效率高。

Description

一种计算结构变形后接触力的方法
技术领域
本发明属于飞机结构强度有限元分析领域，尤其涉及一种计算结构变形后接触力的方法。
背景技术
为了避免干涉，飞机上的翼面之间在设计之初都留有一定的间隙，但是飞机整体受载变形后，有些部位因为预留的间隙量不够，而发生接触，存在非线性的接触力，飞机结构复杂，受力非线性，这类接触发生的部位无法提前预估，存在的接触力也难以计算。
现有技术中，对于螺栓或是螺钉这种常用的连接方式，由于结构尺寸小，一般采用实体建模，设置接触对属性，求解接触力。结果较为真实，但是模型网格细化程度高，单元精度要求高，计算耗时长，工程代价高。
对于滚动轴承中滚珠和内外圈的这种可以预知的接触连接，在滚动体的地方建立连接内外圈的间隙单元(GAP)来模拟滚动轴承内外圈之间的相对转动。间隙单元(GAP)将接触非线性问题转化为物理非线性问题，易于直观理解，但要求发生接触的地方可以提前预知。
对于大型复杂结构变形后发生接触的问题，由于结构尺寸大，实体模型难以建立求解，一般建立板杆模型，无法设置实体接触对，建立接触关系；并且变形后发生的接触，接触部位难以提前预估，GAP元计算接触力也不再适用。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种计算结构变形后接触力的方法，用于计算结构变形后接触力的大小，其主要包括以下步骤：
S1、建立由第一结构发生变形后接触第二结构的整体有限元模型，获得第一结构在变形后与第二结构接触的部位，所述部位以有限元节点表示；
S2、在发生相互接触并导致第二结构发生初始变形的任一有限元节点处，对所述第一结构施加远离第二结构的载荷基值，所述载荷基值的大小为施加所述载荷基值的有限元节点与零间隙处的有限元节点的模型载荷差值，所述零间隙处为所述第一结构与所述第二结构接触但第二结构不发生变形处；
S3、在对发生相互接触的第一结构的有限元节点施加所述载荷基值的情况下，重复步骤S1，并判断所述第一结构与所述第二结构在所述施加载荷基值的有限元节点处是否零间隙，若零间隙，所述载荷基值即为接触力大小，若第二结构仍然发生接触变形，则根据所述施加载荷基值后的有限元节点的变形量与初始变形量的比较进行线性插值，获得零间隙时的接触力大小。
优选的是，在所述步骤S2中，所述零间隙处的有限元节点与所述施加远离第二结构力的有限元节点处的刚度差不超过10％。
在上述方案中优选的是，在所述步骤S3中，所述线性插值包括：(接触力大小-载荷基值)/接触力大小＝施加载荷基值后的变形量/初始变形量。
在上述方案中优选的是，所述第一结构及第二结构的腹板或蒙皮简化为膜元，对所述第一结构及第二结构的缘条简化为杆元。
在上述方案中优选的是，在所述步骤S3中，若在施加载荷基值后，所述第一结构与所述第二结构在施加载荷基值处相互分离，则按设定比例递减所述载荷基值，直至第一结构与第二结构发生零间隙或使第二结构发生变形，所述设定比例为1％-5％。
与现有技术相比，本发明采用线性的方法模拟非线性的接触关系，不用重新建立实体模型，不用建立非线性的求解关系，直接在现有的板、杆模型的基础上快速计算结构变形后的接触力，方法简单，计算效率高。
附图说明
图1为本发明计算结构变形后接触力的方法的一优选实施例的流程图。
图2为飞机襟翼及襟翼舱结构示意图。
图3为图2所示实施例的有限元建模示意图。
图4为图2所示实施例的有限元节点示意图。
其中，1为襟翼，2为襟翼舱，3为间隙。
具体实施方式
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。
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。
下面通过实施例对本发明做进一步详细说明。
如图1所示，本发明计算结构变形后接触力的方法其主要包括以下步骤：
S1、建立由第一结构发生变形后接触第二结构的整体有限元模型，获得第一结构在变形后与第二结构接触的部位，所述部位以有限元节点表示；
S2、在发生相互接触并导致第二结构发生初始变形的任一有限元节点处，对所述第一结构施加远离第二结构的载荷基值，所述载荷基值的大小为施加所述载荷基值的有限元节点与零间隙处的有限元节点的模型载荷差值，所述零间隙处为所述第一结构与所述第二结构接触但第二结构不发生变形处；
S3、在对发生相互接触的第一结构的有限元节点施加所述载荷基值的情况下，重复步骤S1，并判断所述第一结构与所述第二结构在所述施加载荷基值的有限元节点处是否零间隙，若零间隙，所述载荷基值即为接触力大小，若第二结构仍然发生接触变形，则根据所述施加载荷基值后的有限元节点的变形量与初始变形量的比较进行线性插值，获得零间隙时的接触力大小。
本实施例中，以襟翼与襟翼舱的连接关系进行示意说明，即第一结构为襟翼舱2，第二结构为襟翼1。如图2所示，襟翼是飞机上的增升装置，主要用于改善飞机的起降、机动性能。在设计之初，襟翼1和襟翼舱2之间，留有一定的间隙3，以避免翼面之间的干涉。预留的间隙量一般由设计者根据经验所定(10mm左右)，同时考虑飞机翼面的整体气动性能，间隙量不能过大，以飞机受载变形后，恰好0间隙为最佳，由于飞机结构的复杂性和受载的非线性，有些部位，会因为预留的间隙量不够，而发生接触。
采用Patran 2008r2软件，建立襟翼和襟翼舱的板杆结构有限元模型，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100mm×100mm左右，通过MSC/Nastran求解计算，得到翼面变形后发生接触的部位，见图3所示，由于襟翼舱结构刚度的变化和承受载荷的非线性，襟翼舱的变形也是非线性的，呈不等幅的曲线状。
根据第上述得到的变形图，在发生接触的襟翼舱有限元模型的节点上施加附加的反向载荷，以抵消接触力。如图4所示，在有限元模型上发生接触的6、7、8、12、13节点上施加反向载荷，而载荷大小的确定，根据相同或相似刚度结构0间隙处的模型载荷和发生接触处的模型载荷差值，得到一个基值，最后求解计算。以有限元模型中节点7上的附加载荷为例，首先根据节点7和节点2的模型载荷差值，确定附加载荷基值，最后重复步骤S1。
需要说明的是，上述相同或相似刚度是指在所述步骤S2中，所述零间隙处的有限元节点与所述施加远离第二结构力的有限元节点处的刚度差不超过10％。最佳实施方式中，选取两个有限元节点刚度相同的进行计算。另外需要说明的是，图4中襟翼1上的数字表示节点，而非附图中结构的标识。
本实施例中，判断经过步骤S2后，发生接触的节点是否已经“0”间隙，否则调整步骤S2中施加的附加载荷基值的大小,依然以节点7为例，根据施加在节点7上基值的大小和节点7的变形值，进行线性插值，可以理解的是，所述步骤S3中，所述线性插值包括：(接触力大小-载荷基值)/接触力大小＝施加载荷基值后的变形量/初始变形量。
比如，施加载荷基值为80N，初始变形量100mm，施加载荷基值后的变形量20mm，则根据上述线性插值公式计算出的接触力大小为100N。
本实施例中，在所述步骤S3中，若在施加载荷基值后，所述第一结构与所述第二结构在施加载荷基值处相互分离，则按设定比例递减所述载荷基值，直至第一结构与第二结构发生零间隙或使第二结构发生变形，所述设定比例为1％-5％。比如当施加载荷基值80N时，襟翼舱与襟翼发生分离，如节点9所示，此时，按5％递减时，需要重新施加载荷基值76N，此时，节点9处的襟翼舱与襟翼关系有可能如节点2所示，也有可能如节点8所示，如果其与节点8类似，则继续重复步骤S3，进行线性插值求得接触力大小。
与现有技术相比，本发明采用线性的方法模拟非线性的接触关系，不用重新建立实体模型，不用建立非线性的求解关系，直接在现有的板、杆模型的基础上快速计算结构变形后的接触力，方法简单，计算效率高。本实施例，首先通过一个较为准确的载荷基值进行反方向施力，即能节约计算时间，又由于其比较靠近真实值，此时采用线性插值进行求解获得的结果精度更高。
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。

Claims (3)

1.一种计算结构变形后接触力的方法，其特征在于，包括：
S1、建立由第一结构发生变形后接触第二结构的整体有限元模型，获得第一结构在变形后与第二结构接触的部位，所述部位以有限元节点表示；
S2、在发生相互接触并导致第二结构发生初始变形的任一有限元节点处，对所述第一结构施加远离第二结构的载荷基值，所述载荷基值施加后，所述第一结构与所述第二结构在施加载荷基值处相互分离；
S3、按设定比例递减所述载荷基值，重复步骤S2，直至第一结构与第二结构发生零间隙或使第二结构发生变形，所述设定比例为1%-5%，判断所述第一结构与所述第二结构在所述施加载荷基值的有限元节点处是否零间隙，若零间隙，所述载荷基值即为接触力大小，若第二结构发生接触变形，则根据所述施加载荷基值后的有限元节点的变形量与初始变形量的比较进行线性插值，获得零间隙时的接触力大小，所述线性插值包括：（接触力大小-载荷基值）/接触力大小=施加载荷基值后的变形量/初始变形量；
S4、根据所述接触力大小确定所述第一结构与所述第二结构之间的间隙设计是否合理。
2.如权利要求1所述的计算结构变形后接触力的方法，其特征在于：在所述步骤S2中，所述零间隙处的有限元节点与所述施加远离第二结构的载荷基值的有限元节点处的刚度差不超过10%。
3.如权利要求1所述的计算结构变形后接触力的方法，其特征在于：所述第一结构及第二结构的腹板或蒙皮简化为膜元，对所述第一结构及第二结构的缘条简化为杆元。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108446446B (zh) * 2018-02-13 2021-08-10 东华大学 变形织针矫形夹具及其矫形方法
CN109726435B (zh) * 2018-12-04 2022-11-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种接头钉群载荷计算的方法
CN111159943B (zh) * 2019-12-25 2023-07-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种动翼面封严结构的屈曲处理方法
CN111056041B (zh) * 2019-12-25 2022-10-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟翼咔滞的处理方法
CN112231864A (zh) * 2020-11-16 2021-01-15 西北工业大学 一种复合材料钉载快速分析系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10238164A (ja) * 1996-12-26 1998-09-08 Ohbayashi Corp 免振装置
CN103514309A (zh) * 2012-06-21 2014-01-15 北京交通大学 基于空间细部实体模型的无砟轨道设计及检算体系
CN104679941A (zh) * 2015-01-29 2015-06-03 西北工业大学 一种轮齿表面弯曲变形量的计算方法
CN105302949A (zh) * 2015-10-19 2016-02-03 清华大学 一种包带连接结构摩擦阻尼特性解析计算方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10238164A (ja) * 1996-12-26 1998-09-08 Ohbayashi Corp 免振装置
CN103514309A (zh) * 2012-06-21 2014-01-15 北京交通大学 基于空间细部实体模型的无砟轨道设计及检算体系
CN104679941A (zh) * 2015-01-29 2015-06-03 西北工业大学 一种轮齿表面弯曲变形量的计算方法
CN105302949A (zh) * 2015-10-19 2016-02-03 清华大学 一种包带连接结构摩擦阻尼特性解析计算方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
复合材料与金属结构连接热应力有限元分析;魏洪等;《复合材料与金属结构连接热应力有限元分析》;20150915;第26卷(第9期);第33-36页 *
航天工况下滚珠丝杠的接触特性及摩擦效率分析;曹琦;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;20130715;第C031-137页 *

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