CN107657081A - 一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法 - Google Patents

一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107657081A
CN107657081A CN201710767734.6A CN201710767734A CN107657081A CN 107657081 A CN107657081 A CN 107657081A CN 201710767734 A CN201710767734 A CN 201710767734A CN 107657081 A CN107657081 A CN 107657081A
Authority
CN
China
Prior art keywords
strain energy
stress
structural
strain
danger
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710767734.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107657081B (zh
Inventor
王鄢
杜玉梅
谭莹
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Original Assignee
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC filed Critical Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority to CN201710767734.6A priority Critical patent/CN107657081B/zh
Publication of CN107657081A publication Critical patent/CN107657081A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107657081B publication Critical patent/CN107657081B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，属于飞机受拉结构静力试验技术领域。包括:步骤一、建立有限元模型并进行结构受力数值仿真计算；步骤二、确定结构危险部位以及结构危险部位的等效应变能门槛值；步骤三、绘制结构危险部的应变能‑位置曲线；根据数值计算得到的结构危险部位的应力状态，确定局部结构的主应力方向；以结构危险部位为起点，沿结构应力主方向绘制一条传力线并绘制传力线上的应变能‑位置曲线；步骤四、选择应变能‑位置曲线上多个点作为静力试验中的应变测量点并计算测量点的应变能；步骤五、当结构危险点的应变能达到等效应变能门槛值时即判断结构将发生破坏；本发明可以预测结构塑性破坏载荷，从而降低试验风险。

Description

一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法
技术领域
本发明属于飞机受拉结构静力试验技术领域，具体涉及一种飞机受拉结构破坏载荷的测试方法。
背景技术
在高机动战斗机的设计中，要求主要承载结构在使用载荷情况下不允许发生不可逆的塑性变形，但由于外形或功能需要，一些主要承力结构往往不能按理想的几何形式设计，这导致了在承受较大载荷时，其结构细节由于几何突变产生较大的应力集中，此时应力集中处的结构实际上已经进入塑性。尽管工程上采用多种方式降低其应力集中水平，但几何突变处的结构应力在某些极端情况下仍然会达到甚至超过材料的屈服极限。因此在设计上必须保证极限载荷下进入塑性的局部结构不发生破坏。
飞机主要承力构件按照承载类型可分为受拉构件、受压构件及受剪构件。本发明给出一种在静力试验中飞机受拉结构破坏载荷的预测方法。
发明内容
本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，在全机静力试验中按照该方法进行应变测量，可以预测结构塑性破坏载荷，从而降低试验风险。
本发明的技术方案：一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，适用于飞机受力结构静力试验；包括以下步骤：
步骤一、建立有限元模型并进行结构受力数值仿真计算；
步骤二、确定结构危险部位以及结构危险部位的等效应变能门槛值；
步骤三、绘制结构危险部的应变能-位置曲线；
根据数值计算得到的结构危险部位的应力状态，确定局部结构的主应力方向；
以结构危险部位为起点，沿结构应力主方向绘制一条传力线并绘制传力线上的应变能-位置曲线；
步骤四、选择应变能-位置曲线上多个点作为静力试验中的应变测量点并计算测量点的应变能；
测量点应变能：Eeq＝Kt 2σeqεeq 2
其中，σeq为等效应力，εeq为等效应变，Kt为弹性阶段应变集中处的等效应力与测量部位的等效应力的比值；
步骤五、当结构危险点的应变能达到等效应变能门槛值时即判断结构将发生破坏；
所述等效应变能门槛值结构拉伸状态下，基于Neuber准则结合几何形式、材料断后延伸率δ、以及材料的弹塑性，计算得到。
优选地，所述应变能-位置曲线的原点为结构危险点位置，纵坐标为应变能，横坐标为测量点到结构危险点的距离。
优选地，所述应变测量点按照距离结构危险部位由近及远，选取a mm及b mm处的两个点；
其a和b的取值由板厚、应力方向、有限元网格尺寸综合评定确定。
本发明技术方案的有益技术效果：本发明一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，具有以下优点：
1)数值仿真及试验方法简单，适合工程应用；
2)在全机静力试验中按照该方法进行应变测量，可以预测结构塑性破坏载荷，从而降低试验风险。
附图说明
图1为本发明飞机受拉结构破坏载荷的预测方法的一优选实施例的下机身框有限元分析模型示意图；
图2为图1所示实施例的结构危险部位示意图；
图3为图1所示实施例主传力线示意图；
图4为图1所示实施例的传力线上的应变能-位置曲线图。
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。
以模型飞机机身框的静力试验为例，进一步说明本发明的具体实施方式：
步骤一、建立有限元模型并进行结构受力数值仿真计算；
建立下机身框的有限元分析模型并利用Abaqus非线性分析模块计算拉伸载荷作用下机身框的应力分布，加载方向及边界条件(见图1)。
步骤二、确定结构危险部位以及等效应变能门槛值；
基于对下机身框的计算结果表明，结构几何突变处存在应力集中，确定该处为结构危险部位(见图2)；
等效应变门槛值为结构拉伸状态下的基本属性，它与结构的几何形状、材料断后延伸率δ以及材料的弹塑性本构关系有关，并基于Neuber准侧计算得到。
本实施例中机身框材料为7050铝合金，所以确定其等效应变能门槛值为17.70。
步骤三、根据应力计算结果绘制结构危险部的应变能-位置曲线；
首先根据应力计算结果以结构危险部位为起点，沿结构应力主方向绘制一条主传力线(见图3)；
最后绘制主传力线上的应变能-位置曲线(见图4)。
该曲线原点为结构危险点位置，纵坐标代表该点的应变能，横坐标为测量点到结构危险点的距离。
步骤四、选择应变能-位置曲线上多个点作为静力试验中的应变测量点并计算测量点的应变能；
选择应变能-位置曲线上的两个或多个点作为静力试验中的应变测量点；
本实施例中，应变测量点按照距离结构危险部位由近及远，选取a mm及b mm处的两个点；
其a和b的取值由数值分析结果确定，数值分析结果由板厚、应力方向、有限元网格尺寸综合评定确定。
可以理解的是：选择距离结构危险点a＝4.2mm，b＝7.2mm的两点作为试验中的测量点；
其中，a点、b点的Kt值分别为Ka、Kb，应变能分别为16.5，16.8。
静力试验中依据测量点的应变计算测量点的应变能；
试验中测量a点及b点的应变εa，εb，并实时解算两点应变能：
Ea＝Ka 2Eεa 2，
Eb＝Kb 2Eεb 2，
其中，E为7050铝合金材料的弹性模量。
当结构危险点的应变能达到等效应变能门槛值时即判断结构将发生破坏。
本实施例中，当a点应变能接近16.5或b点应变能接近16.8时，结构即将发生破坏，此时的试验载荷即为结构最大承载能力。
考虑到计算误差，选择的测量点越多，结构最大承载能力预测值越低，即预测越保守。
本发明一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，数值仿真及试验方法简单，适合工程应用；在全机静力试验中按照该方法进行应变测量，可以预测结构塑性破坏载荷，从而降低试验风险。
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)

1.一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，适用于飞机受力结构静力试验；其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、建立有限元模型并进行结构受力数值仿真计算；
步骤二、确定结构危险部位以及结构危险部位的等效应变能门槛值；
步骤三、绘制结构危险部的应变能-位置曲线；
根据数值计算得到的结构危险部位的应力状态，确定局部结构的主应力方向；
以结构危险部位为起点，沿结构应力主方向绘制一条传力线并绘制传力线上的应变能-位置曲线；
步骤四、选择应变能-位置曲线上多个点作为静力试验中的应变测量点并计算测量点的应变能；
测量点应变能：Eeq＝Kt 2σeqεeq 2
其中，σeq为等效应力，εeq为等效应变，Kt为弹性阶段应变集中处的等效应力与测量部位的等效应力的比值；
步骤五、当结构危险点的应变能达到等效应变能门槛值时即判断结构将发生破坏；
所述等效应变能门槛值结构拉伸状态下，基于Neuber准则结合几何形式、材料断后延伸率δ、以及材料的弹塑性，计算得到。
2.如权利要求1所述的飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，其特征在于：所述应变能-位置曲线的原点为结构危险点位置，纵坐标为应变能，横坐标为测量点到结构危险点的距离。
3.如权利要求1所述的飞机受拉结构破坏载荷的预测方法，其特征在于：所述应变测量点按照距离结构危险部位由近及远，选取a mm及b mm处的两个点；
其a和b的取值由板厚、应力方向、有限元网格尺寸综合评定确定。
CN201710767734.6A 2017-08-31 2017-08-31 一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法 Active CN107657081B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710767734.6A CN107657081B (zh) 2017-08-31 2017-08-31 一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710767734.6A CN107657081B (zh) 2017-08-31 2017-08-31 一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107657081A true CN107657081A (zh) 2018-02-02
CN107657081B CN107657081B (zh) 2021-03-26

Family

ID=61128900

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710767734.6A Active CN107657081B (zh) 2017-08-31 2017-08-31 一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107657081B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108982205A (zh) * 2018-03-24 2018-12-11 北京工业大学 基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法
CN110362896A (zh) * 2019-06-28 2019-10-22 中国飞机强度研究所 基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备
CN110749510A (zh) * 2019-09-30 2020-02-04 武汉钢铁有限公司 基于有限元仿真检测金属材料弯曲性能的方法
CN110807285A (zh) * 2019-10-31 2020-02-18 中电工业互联网有限公司 一种工程运输车车架疲劳分析方法、系统及装置
CN110823443A (zh) * 2019-10-28 2020-02-21 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种静力试验应变数据处理方法
CN111191391A (zh) * 2019-12-10 2020-05-22 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种基于局部应力分布加权系数的模拟件设计方法
CN114778168A (zh) * 2022-06-17 2022-07-22 中国飞机强度研究所 空天飞机舱段地面强度试验破坏载荷加载级数确定方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4176503A (en) * 1977-08-29 1979-12-04 H. H. Robertson Company Controlled release wall structure
CN104268335A (zh) * 2014-09-23 2015-01-07 工业和信息化部电子第五研究所 微组装组件振动疲劳寿命预测方法和系统
CN105488280A (zh) * 2015-11-30 2016-04-13 上海宇航系统工程研究所 探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法
CN106768916A (zh) * 2016-11-21 2017-05-31 北京航空航天大学 一种采用均匀钉载进行复合材料螺栓连接结构最终失效载荷预测的方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4176503A (en) * 1977-08-29 1979-12-04 H. H. Robertson Company Controlled release wall structure
CN104268335A (zh) * 2014-09-23 2015-01-07 工业和信息化部电子第五研究所 微组装组件振动疲劳寿命预测方法和系统
CN105488280A (zh) * 2015-11-30 2016-04-13 上海宇航系统工程研究所 探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法
CN106768916A (zh) * 2016-11-21 2017-05-31 北京航空航天大学 一种采用均匀钉载进行复合材料螺栓连接结构最终失效载荷预测的方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
J.V.SAHADI等: ""Comparison of multiaxial fatigue parameters using biaxial tests of Waspaloy"", 《INTERNATIONAL JOURNAL OF FATIGUE》 *
王鸿斌: ""浅谈船舶焊接残余应力的形成与控制"", 《武汉交通职业学院学报》 *
胡冬生 等: ""A7N01S-T5铝合金焊接接头疲劳性能比较"", 《广东科技》 *
陈静芬 等: ""基于弹塑性损伤本构模型的复合材料层合板破坏荷载预测"", 《复合材料学报》 *

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108982205A (zh) * 2018-03-24 2018-12-11 北京工业大学 基于飞机实际结构件裂纹尖端局部实测应变的模拟件载荷转化方法
CN110362896A (zh) * 2019-06-28 2019-10-22 中国飞机强度研究所 基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备
CN110362896B (zh) * 2019-06-28 2023-05-05 中国飞机强度研究所 基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备
CN110749510B (zh) * 2019-09-30 2022-05-10 武汉钢铁有限公司 基于有限元仿真检测金属材料弯曲性能的方法
CN110749510A (zh) * 2019-09-30 2020-02-04 武汉钢铁有限公司 基于有限元仿真检测金属材料弯曲性能的方法
CN110823443A (zh) * 2019-10-28 2020-02-21 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种静力试验应变数据处理方法
CN110823443B (zh) * 2019-10-28 2021-08-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种静力试验应变数据处理方法
CN110807285A (zh) * 2019-10-31 2020-02-18 中电工业互联网有限公司 一种工程运输车车架疲劳分析方法、系统及装置
CN110807285B (zh) * 2019-10-31 2023-09-22 中电工业互联网有限公司 一种工程运输车车架疲劳分析方法、系统及装置
CN111191391B (zh) * 2019-12-10 2022-08-23 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种基于局部应力分布加权系数的模拟件设计方法
CN111191391A (zh) * 2019-12-10 2020-05-22 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种基于局部应力分布加权系数的模拟件设计方法
CN114778168A (zh) * 2022-06-17 2022-07-22 中国飞机强度研究所 空天飞机舱段地面强度试验破坏载荷加载级数确定方法
CN114778168B (zh) * 2022-06-17 2022-09-02 中国飞机强度研究所 空天飞机舱段地面强度试验破坏载荷加载级数确定方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107657081B (zh) 2021-03-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107657081A (zh) 一种飞机受拉结构破坏载荷的预测方法
Noroozi et al. Prediction of fatigue crack growth under constant amplitude loading and a single overload based on elasto-plastic crack tip stresses and strains
Božić et al. The effect of residual stresses on fatigue crack propagation in welded stiffened panels
Couto et al. Effective width method to account for the local buckling of steel thin plates at elevated temperatures
Ranawaka et al. Numerical modelling of light gauge cold-formed steel compression members subjected to distortional buckling at elevated temperatures
US11566606B2 (en) Method for quickly predicting fatigue life of wrinkle defect-containing main spar in wind turbine blade
Sinur et al. Moment–shear interaction of stiffened plate girders—Tests and numerical model verification
Yao et al. Experimental study on generalized constitutive model of hull structural plate with multi-parameter pitting corrosion
Yang et al. Experimental and numerical study on lateral-torsional buckling of singly symmetric Q460GJ steel I-shaped beams
CN103940626B (zh) 在役正交异性钢桥面板疲劳开裂后剩余使用寿命评估方法
Zhu et al. Aluminum alloy tubular columns—Part II: Parametric study and design using direct strength method
Hosseini-Toudeshky Effects of composite patches on fatigue crack propagation of single-side repaired aluminum panels
Baran et al. Experimental and numerical analysis of a bolted connection in steel transmission towers
Shuai et al. A novel strain-based assessment method of compressive buckling of X80 corroded pipelines subjected to bending moment load
Mohabeddine et al. An approach for predicting fatigue life of CFRP retrofitted metallic structural details
Abedin et al. Shear lag effects in angles welded at both legs
Tafsirojjaman et al. Study on the cyclic bending behaviour of CFRP strengthened full-scale CHS members
Tong et al. Formulae for hot-spot stress concentration factors of concrete-filled CHS T-joints based on experiments and FE analysis
Jain et al. Postyield cyclic buckling criteria for aluminum shear panels
Konrad et al. New approach for the design shear resistance of headed studs in profiled steel sheeting with ribs transverse to supporting beam
CN109507040B (zh) 一种蜂窝夹层结构面板压缩应力评估方法
CN106354965A (zh) 一种含分层复合材料层压板剩余强度的有限元分析方法
Chung et al. Advanced finite element modelling of composite beams with high strength materials and deformable shear connectors
Peng et al. Three-Dimensional Fracture Analysis of Large Opening Box Girder With Crack Damage Under Bending and Torsion Loads
Gough et al. Energy release rates for small cracks in rubber components

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant