CN108256214B

CN108256214B - 一种航空正交加筋板刚度计算方法及装置

Info

Publication number: CN108256214B
Application number: CN201810041593.4A
Authority: CN
Inventors: 黄晓明
Original assignee: Binzhou University
Current assignee: Binzhou University
Priority date: 2018-01-16
Filing date: 2018-01-16
Publication date: 2021-07-02
Anticipated expiration: 2038-01-16
Also published as: CN108256214A

Abstract

本发明公开了一种航空正交加筋板刚度计算方法及装置，该方法包括：接收航空正交加筋板数据，构建单肋筋正交异性板理论力学模型，计算单肋筋正交异性板的抗弯刚度值；通过静力学弯矩施加有限元模型，计算单肋筋分布结构正交异性板受弯矩弯曲变形曲线；对比上述两种模型计算的数据结果，得到有限元模型修正参数，构建复杂航空多筋正交板数值模型，计算航空正交加筋板刚度值。本发明从壁板类零件的特征为出发点，避免以前根据经验估算刚度的方法，快速计算出航空正交加筋板的刚度，能对加工过程中框体零件的装夹方案和质量控制提供理论依据，提高加工质量和效率。

Description

一种航空正交加筋板刚度计算方法及装置

技术领域

本发明属于航空壁板的技术领域，涉及一种航空正交加筋板刚度计算方法及装置，尤其是涉及一种利用有限元修正后模型的复杂多正交加筋航空板刚度计算方法及装置。

背景技术

航空壁板类零件的优点主要有装配省时、整体性能好等。但大型航空壁板也具有尺寸庞大、特征复杂、加工周期长等缺点。其在加工的时候受到材料属性、结构特点等因素的干扰，会发生加工变形，要想达到设计要求比较艰难。

业界的研究主要集中在机床、刀具、切削参数、走刀轨迹，切削力等方面，忽略了对零件自身结构刚性强弱的分析。其中结构的影响主要是刚度，结构件的变形与刚度紧密相连，是指工件抵抗弹性变形的能力。

目前对航空壁板类零件刚度的计算，主要通过工程师观察板件的主要尺寸和结构特征，给出航空壁板类零件刚度的定性评价，该方法误差较大，缺乏科学性，也就不能为航空壁板零件加工方案的制定提供有效的依据。

综上所述，针对现有技术中如何快速、精确地计算复杂多正交加筋航空板刚度值的问题，尚缺乏有效的解决方案。

发明内容

针对现有技术中存在的不足，解决现有技术中如何快速、精确地计算复杂多正交加筋航空板刚度值的问题，本发明提供了一种航空正交加筋板刚度计算方法及装置。

本发明的第一目的是提供一种航空正交加筋板刚度计算方法。

为了实现上述目的，本发明采用如下一种技术方案：

一种航空正交加筋板刚度计算方法，该方法包括：

接收航空正交加筋板数据，构建单肋筋正交异性板理论力学模型，计算单肋筋正交异性板的抗弯刚度值；

通过静力学弯矩施加有限元模型，计算单肋筋分布结构正交异性板受弯矩弯曲变形曲线；

对比上述两种模型计算的数据结果，得到有限元模型修正参数，构建复杂航空多筋正交板数值模型，计算航空正交加筋板刚度值。

作为进一步的优选方案，所述航空正交加筋板数据包括航空正交加筋板的弹性模量、板厚和泊松比。

作为进一步的优选方案，所述构建单肋筋正交异性板理论力学模型，计算单肋筋正交异性板的抗弯刚度值的具体步骤包括：

根据接收的航空正交加筋板数据，利用各向同性板的平衡微分方程，计算其各向同性板刚度值；

在各向同性板刚度值基础上，建立单肋筋正交异性板微分方程，构建单肋筋正交异性板理论力学模型；

通过单肋筋正交异性板组合截面中心轴的惯性矩计算，获取单肋筋正交异性板的抗弯刚度值。

作为进一步的优选方案，采用等效刚度，相似化正交异性板与各向同性板的微分方程，建立单肋筋正交异性板微分方程。

作为进一步的优选方案，所述计算单肋筋分布结构正交异性板受弯矩弯曲变形曲线的具体步骤包括：

根据有限元模型，在静力通用分析步中创建弯矩；

将弯矩施加点作为变量输出点，绘制该点的时间-位移关系图；所述施加点为带有多点约束的点；

根据时间-位移关系图得到该点位移的变化值。

作为进一步的优选方案，在该方法中，对比单肋筋正交异性板理论力学模型和有限元模型计算的数据结果，以单肋筋正交异性板理论力学模型计算的数据结果为基准，得到有限元模型修正参数。

作为进一步的优选方案，在该方法中，在各向同性板的不同位置处添加不同数量的肋板，建立复杂航空多筋正交板数值模型。

作为进一步的优选方案，在该方法中，通过有限元模型修正参数得到修正后的有限元模型，通过有限元计算获得位移、弯矩结果，反推航空正交加筋板刚度值。

本发明的第二目的是提供一种计算机可读存储介质。

为了实现上述目的，本发明采用如下一种技术方案：

一种计算机可读存储介质，其中存储有多条指令，所述指令适于由终端设备设备的处理器加载并执行以下处理：

本发明的第三目的是提供一种终端设备。

为了实现上述目的，本发明采用如下一种技术方案：

一种终端设备，包括处理器和计算机可读存储介质，处理器用于实现各指令；计算机可读存储介质用于存储多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行以下处理：

本发明的有益效果：

1、本发明所述的一种航空正交加筋板刚度计算方法及装置，从壁板类零件的特征为出发点，避免以前根据经验估算刚度的方法，快速计算出航空正交加筋板的刚度，能对加工过程中框体零件的装夹方案和质量控制提供理论依据，提高加工质量和效率。

2、本发明所述的一种航空正交加筋板刚度计算方法，按照该方法步骤即可快速准确计算航空正交加筋板刚度，并经过实际飞机结构件结构设计制造实验验证，该算法原理正确、实施简便，能满足飞机设计要求。

附图说明

构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。

图1为本发明中的方法流程图；

图2为本发明一种航空正交加筋板刚度计算方法依据的正交异性板示意图；

图3为本发明的一种航空正交加筋板刚度计算方法的惯性矩计算截面示意图；

图4为本发明的航空整体壁板不同肋筋分布图；

图5为本发明的一种航空正交加筋板刚度计算方法依据的航空多筋板示意图；

图6为本发明的一种航空正交加筋板刚度计算方法的航空多筋正交板有限元模型弯曲示意图。

具体实施方式：

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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本申请提供进一步的说明。除非另有指明，本实施例使用的所有技术和科学术语具有与本申请所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

需要注意的是，附图中的流程图和框图示出了根据本公开的各种实施例的方法和系统的可能实现的体系架构、功能和操作。应当注意，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，所述模块、程序段、或代码的一部分可以包括一个或多个用于实现各个实施例中所规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为备选的实现中，方框中所标注的功能也可以按照不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，或者它们有时也可以按照相反的顺序执行，这取决于所涉及的功能。同样应当注意的是，流程图和/或框图中的每个方框、以及流程图和/或框图中的方框的组合，可以使用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以使用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明。

实施例1：

本实施例1的目的是提供一种航空正交加筋板刚度计算方法。

为了实现上述目的，本发明采用如下一种技术方案：

如图1所示，

一种航空正交加筋板刚度计算方法，该方法包括：

步骤(1)：接收航空正交加筋板数据，构建单肋筋正交异性板理论力学模型，计算单肋筋正交异性板的抗弯刚度值；

步骤(2)：通过静力学弯矩施加有限元模型，计算单肋筋分布结构正交异性板受弯矩弯曲变形曲线；

步骤(3)：对比上述两种模型计算的数据结果，得到有限元模型修正参数，构建复杂航空多筋正交板数值模型，计算航空正交加筋板刚度值。

在本实施例中，所述航空正交加筋板数据包括航空正交加筋板的弹性模量E、板厚t和泊松比μ。

在本实施例的步骤(1)中，所述构建单肋筋正交异性板理论力学模型，计算单肋筋正交异性板的抗弯刚度值的具体步骤包括：

步骤(1-1)：根据接收的航空正交加筋板数据，利用各向同性板的平衡微分方程，计算其各向同性板刚度值；

利用各向同性板的平衡微分方程

计算各向同性板刚度

其中，E为弹性模量，t为板厚，μ为泊松比。

步骤(1-2)：在各向同性板刚度值基础上，建立单肋筋正交异性板微分方程，构建单肋筋正交异性板理论力学模型；

在本实施例的步骤(1-2)中，采用等效刚度，相似化正交异性板与各向同性板的微分方程，建立单肋筋正交异性板微分方程。

引入了等效刚度的概念，使正交异性板与各向同性板的微分方程变得相似，单肋筋正交异性板力学模型如图2所示。其中σ_x，σ_y，τ_yx，分别为作用在板上的正应力与切应力，σ_x'，σ_y'分别为作用在沿x方向肋和沿y方向肋上的正应力。

步骤(1-3)：通过单肋筋正交异性板组合截面中心轴的惯性矩计算，获取单肋筋正交异性板的抗弯刚度值。

在本实施例的步骤(1-3)中，把沿x方向和沿y方向的肋的抗弯刚度近似的平均分布于板的长度和宽度的范围内，以t表示板的厚，H表示位于x轴上肋的高，h表示位于y轴上肋的高，I_bx、I_by，I_lx、I_ly分别表示板和肋对组合截面中心轴的惯性矩，e_x、e_y表示中性轴距平板中面的值，m表示截面内力。惯性矩截面示意图如图3所示。

计算单肋筋正双向正交异性板的理论抗弯刚度，分别为

在本实施例的步骤(2)中，所述计算单肋筋分布结构正交异性板受弯矩弯曲变形曲线的具体步骤包括：

步骤(2-1)：根据有限元模型，在静力通用分析步中创建弯矩；

步骤(2-2)：将弯矩施加点作为变量输出点，绘制该点的时间-位移关系图；所述施加点为带有多点约束的点；

步骤(2-3)：根据时间-位移关系图得到该点位移的变化值。

需要注意的是，创建单肋筋航空加筋板有限元模型，在静力通用分析步中创建弯矩，施加点就是带有多点约束的点，在其CM1方向输入1000，其余的两个方向都为0。从视口中选取弯矩施加的点为变量输出点，绘制该点时间-位移关系图，从XY数据选项中读出该点位移的变化值。

在本实施例的步骤(3)中，对比单肋筋正交异性板理论力学模型和有限元模型计算的数据结果，以单肋筋正交异性板理论力学模型计算的数据结果为基准，得到有限元模型修正参数。

需要注意的是，通过步骤(1-3)中刚度值，利用D＝P/δ，其中P表示所施加载荷，δ表示变形量，计算理论模型结果。通过与步骤中结果对比，以理论结果为基准，获得有限元模型修正参数。

在该方法中，在各向同性板的不同位置处添加不同数量的肋板，建立复杂航空多筋正交板数值模型。

通在各向同性板的不同位置处添加不同数量的肋板，其中肋在板上的分布情况主要有以下几种，第一种是沿x方向一条肋板，y方向两条肋板，然后在x方向依次添加一条肋板，依此类推，不同情况的模型图如图4所示。建立复杂航空多筋正交板数值模型如图5所示。

在该方法中，通过有限元模型修正参数得到修正后的有限元模型，通过有限元计算获得位移、弯矩结果，反推航空正交加筋板刚度值。

航空多筋正交板有限元模型弯曲变形如图6所示。将有限元分析得到的数据进行处理。假设M＝kDδ，M为弯矩，k为修正参数，δ是有限元位移结果。通过有限元计算获得的位移、弯矩果反推航空壁板的刚度。

实施例2：

本实施例2的目的是提供一种计算机可读存储介质。

为了实现上述目的，本发明采用如下一种技术方案：

实施例3：

本实施例3的目的是提供一种终端设备。

为了实现上述目的，本发明采用如下一种技术方案：

这些计算机可执行指令在设备中运行时使得该设备执行根据本公开中的各个实施例所描述的方法或过程。

在本实施例中，计算机程序产品可以包括计算机可读存储介质，其上载有用于执行本公开的各个方面的计算机可读程序指令。计算机可读存储介质可以是可以保持和存储由指令执行设备使用的指令的有形设备。计算机可读存储介质例如可以是――但不限于――电存储设备、磁存储设备、光存储设备、电磁存储设备、半导体存储设备或者上述的任意合适的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：便携式计算机盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、静态随机存取存储器(SRAM)、便携式压缩盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能盘(DVD)、记忆棒、软盘、机械编码设备、例如其上存储有指令的打孔卡或凹槽内凸起结构、以及上述的任意合适的组合。这里所使用的计算机可读存储介质不被解释为瞬时信号本身，诸如无线电波或者其他自由传播的电磁波、通过波导或其他传输媒介传播的电磁波(例如，通过光纤电缆的光脉冲)、或者通过电线传输的电信号。

本文所描述的计算机可读程序指令可以从计算机可读存储介质下载到各个计算/处理设备，或者通过网络、例如因特网、局域网、广域网和/或无线网下载到外部计算机或外部存储设备。网络可以包括铜传输电缆、光纤传输、无线传输、路由器、防火墙、交换机、网关计算机和/或边缘服务器。每个计算/处理设备中的网络适配卡或者网络接口从网络接收计算机可读程序指令，并转发该计算机可读程序指令，以供存储在各个计算/处理设备中的计算机可读存储介质中。

用于执行本公开内容操作的计算机程序指令可以是汇编指令、指令集架构(ISA)指令、机器指令、机器相关指令、微代码、固件指令、状态设置数据、或者以一种或多种编程语言的任意组合编写的源代码或目标代码，所述编程语言包括面向对象的编程语言—诸如C++等，以及常规的过程式编程语言—诸如“C”语言或类似的编程语言。计算机可读程序指令可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络—包括局域网(LAN)或广域网(WAN)—连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。在一些实施例中，通过利用计算机可读程序指令的状态信息来个性化定制电子电路，例如可编程逻辑电路、现场可编程门阵列(FPGA)或可编程逻辑阵列(PLA)，该电子电路可以执行计算机可读程序指令，从而实现本公开内容的各个方面。

应当注意，尽管在上文的详细描述中提及了设备的若干模块或子模块，但是这种划分仅仅是示例性而非强制性的。实际上，根据本公开的实施例，上文描述的两个或更多模块的特征和功能可以在一个模块中具体化。反之，上文描述的一个模块的特征和功能可以进一步划分为由多个模块来具体化。

本发明的有益效果：

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims

1.一种航空正交加筋板刚度计算方法，其特征在于，该方法包括：

接收航空正交加筋板数据，构建单肋筋正交异性板理论力学模型，计算单肋筋正交异性板的抗弯刚度值，具体步骤包括：

通过单肋筋正交异性板组合截面中心轴的惯性矩计算，获取单肋筋正交异性板的抗弯刚度值；

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述航空正交加筋板数据包括航空正交加筋板的弹性模量、板厚和泊松比。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，采用等效刚度，相似化正交异性板与各向同性板的微分方程，建立单肋筋正交异性板微分方程。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算单肋筋分布结构正交异性板受弯矩弯曲变形曲线的具体步骤包括：

根据有限元模型，在静力通用分析步中创建弯矩；

根据时间-位移关系图得到该点位移的变化值。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在该方法中，对比单肋筋正交异性板理论力学模型和有限元模型计算的数据结果，以单肋筋正交异性板理论力学模型计算的数据结果为基准，得到有限元模型修正参数。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在该方法中，在各向同性板的不同位置处添加不同数量的肋板，建立复杂航空多筋正交板数值模型。

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在该方法中，通过有限元模型修正参数得到修正后的有限元模型，通过有限元计算获得位移、弯矩结果，反推航空正交加筋板刚度值。

8.一种用户客户端，包括处理器和计算机可读存储介质，处理器用于实现各指令；计算机可读存储介质用于存储多条指令，所述指令用于执行根据权利要求1-7中任一项所述的方法。

9.一种计算机可读存储介质，其中存储有多条计算机可执行指令，所述指令适于由用户客户端设备的处理器加载并执行根据权利要求1-7中任一项所述的方法。