CN109033526B - 一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法。首先建立机翼结构总体应力分析模型并根据机翼与机身结构的配合关系，确定边界条件；之后，根据边界条件和载荷工况，计算得到不同工况下分析模型的应力计算结果；根据铆钉连接所在位置，从分析模型中提取出铆钉连接所在位置相邻单元的位移、载荷边界条件，施加到细节应力分析模型上；最后，根据翼肋与蒙皮铆钉连接受载简化理论以及细节应力分析模型计算结果，通过翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算公式得到铆钉连接的载荷值。本发明能更方便、快捷、准确地计算翼肋与蒙皮铆钉连接的载荷值。

Description

一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法
技术领域
本发明属于飞机结构强度设计领域，尤其涉及一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法。
背景技术
机翼结构是飞机的重要部件之一，安装在机身上，主要作用是产生并传递空气动力。机翼分为梁式机翼和单块式机翼，梁式机翼按翼梁的数目可分为单梁式机翼、双梁式机翼和多梁式机翼，本发明主要研究双梁式机翼翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法。
目前强度校核中，翼肋与蒙皮铆钉连接通常采用以下2种校核方法，其一是直接从总体应力分析模型中提取翼肋杆单元轴向力，考虑翼肋与蒙皮铆钉连接的总数，采用平均法计算铆钉连接承受载荷，计算结果精度低；其二是从总体应力分析结果中取铆钉连接处相邻板单元剪流差，这种方法忽略了空气动力沿机翼弦线方向的不均匀分布，即翼肋处扭矩增量在该翼肋附近形成的剪流分布不均匀，计算结果精度虽然较前种方法有所提高，但仍然较低。
对机翼而言，一方面由于机翼结构复杂，直接建立细节应力分析模型工作量极大，耗时耗力；一方面，由于机翼属于静不定结构，采用工程方法很难得出准确的结果；另一方面，直接采用总体应力分析模型应力分析结果校核铆钉连接，所得结果精度较低。因此需要建立一种新的计算方法，方便、快速、准确地进行翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算。
发明内容
本发明提供了一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法，基于有限元分析方法进行静强度计算，目的是为了提高双梁式机翼普通翼肋与蒙皮铆钉连接载荷的计算精度。
本发明提供了一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法，翼肋为拥有前梁和后梁的双梁式机翼上的普通翼肋，翼肋与蒙皮的连接形式为单排铆钉连接，其特征在于包含以下步骤：
1建立有限元模型时，选取的机翼承力组件至少包含前缘、蒙皮、翼梁、长桁、翼肋，蒙皮简化为板单元，翼梁简化为板杆单元，长桁简化为杆单元，翼肋简化为板杆单元；
2以长桁、翼肋、立柱、翼梁所在位置为基准，建立机翼总体应力分析模型；
3机翼与机身结构通过螺栓连接，在螺栓连接位置固支约束，作为机翼总体应力分析模型的边界条件；
4根据边界条件和载荷工况，计算得到机翼总体应力分析模型应力计算结果，载荷工况是按照飞机飞行情况，包括滑跑、起飞、爬升、巡航直至下滑、着陆，求解出机翼结构所受载荷；
5机翼总体应力分析模型计算结果输出为细节应力分析模型边界条件输入；
6根据铆钉连接所在位置，提取出机翼总体应力分析模型中的相邻板单元，并对板单元网格细化，细化时需确保节点位置通过铆钉连接所在位置；提取出机翼总体应力分析模型中相邻板单元位移、载荷边界条件，并将位移、载荷边界条件施加到细节应力分析模型上；
7根据细节应力分析模型计算结果以及翼肋与蒙皮铆钉连接简化理论的计算公式：
Qmax＝(qi-qj)max×p
式中：p—铆钉间距
qi为蒙皮板单元靠近翼根一侧剪流，qj为蒙皮板单元靠近翼尖一侧剪流，铆钉所受最大剪切力为Qmax
在分析机翼蒙皮受载时假设如下，第一，蒙皮支持在桁条和翼肋上，以吸力或压力形式直接承受气动载荷，翼肋与蒙皮铆钉连接此时承受的集中力较小，予以忽略；第二，蒙皮平衡机翼部分弯矩形成拉应力或压应力，主要通过机翼蒙皮向翼根传递，即翼肋与蒙皮铆钉连接因机翼弯曲产生的剪切力较小，予以忽略；第三，本发明中，翼肋与蒙皮铆钉连接主要承受翼肋所在位置相邻蒙皮的剪流差，提取细节应力分析模型中铆钉连接位置最大剪流差，得到铆钉连接剪切力Qmax；
8将细节应力分析模型由NASTRAN运算及调试，求解序列101，输出结果代入本发明所述翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算公式，求得铆钉所受载荷值。
本发明的优点和效果包括：
1)本发明提供的方法能准确模拟机翼结构的传力特性，满足机翼结构静强度计算要求。
2)与传统总体应力分析模型提取力素进行校核或者用工程方法校核，提高了精度。
3)本发明提供的方法操作简单，实现了计算方法与流程的标准化，避免了不同研发人员计算时出现的结果误差较大，为处理相似部位的超差提供了一种准确求解铆钉载荷的方法。
附图说明
图1机翼总体应力分析模型。
图2机翼细节应力分析模型。
图3蒙皮初始受力示意图。
图中编号说明：1翼肋，2蒙皮，3铆钉连接，4总体应力分析模型，5前梁，6后梁，7细节应力分析模型。
具体实施方式
本发明提供了一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法，基于有限元分析方法进行静强度计算，目的是为了提高双梁式机翼普通翼肋与蒙皮铆钉连接载荷的计算精度。
本发明一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法，翼肋1为拥有前梁5和后梁6的双梁式机翼上的普通翼肋，翼肋1与蒙皮2的连接形式为单排铆钉连接，计算方法如图1－3所示包含以下步骤：
1建立有限元模型时，选取的机翼承力组件至少包含前缘、蒙皮、翼梁、长桁、翼肋，蒙皮2简化为板单元，翼梁简化为板杆单元，长桁简化为杆单元，翼肋1简化为板杆单元；
2以长桁、翼肋、立柱、翼梁所在位置为基准，建立机翼总体应力分析模型4；
3机翼与机身结构通过螺栓连接，在螺栓连接位置固支约束，作为机翼总体应力分析模型4的边界条件；
4根据边界条件和载荷工况，计算得到机翼总体应力分析模型4应力计算结果，载荷工况是按照飞机飞行情况，包括滑跑、起飞、爬升、巡航直至下滑、着陆，求解出机翼结构所受载荷；
5机翼总体应力分析模型4计算结果输出为细节应力分析模型7边界条件输入；
6根据铆钉连接3所在位置，提取出机翼总体应力分析模型中的相邻板单元，并对板单元网格细化，细化时需确保节点位置通过铆钉连接所在位置；提取出机翼总体应力分析模型中相邻板单元位移、载荷边界条件，并将位移、载荷边界条件施加到细节应力分析模型7上；
7根据细节应力分析模型7计算结果以及翼肋1与蒙皮2铆钉连接3简化理论的计算公式：
Qmax＝(qi-qj)max×p
式中：p—铆钉间距
qi为蒙皮板单元靠近翼根一侧剪流，qj为蒙皮板单元靠近翼尖一侧剪流，铆钉所受最大剪切力为Qmax
在分析机翼蒙皮2受载时假设如下，第一，蒙皮2支持在桁条和翼肋1上，以吸力或压力形式直接承受气动载荷，翼肋1与蒙皮2铆钉连接3此时承受的集中力较小，予以忽略；第二，蒙皮2平衡机翼部分弯矩形成拉应力或压应力，主要通过机翼蒙皮2向翼根传递，即翼肋1与蒙皮2铆钉连接3因机翼弯曲产生的剪切力较小，予以忽略；第三，本发明中，翼肋1与蒙皮2铆钉连接3主要承受翼肋1所在位置相邻蒙皮2的剪流差，提取细节应力分析模型中铆钉连接位置最大剪流差，得到铆钉连接3剪切力Qmax；
8将细节应力分析模型由NASTRAN运算及调试，求解序列101，输出结果代入本发明所述翼肋1与蒙皮2铆钉连接3载荷计算公式，求得铆钉所受载荷值。
本实施例以民机机翼为例，进行翼肋与蒙皮铆钉连接载荷的计算，本实施例机翼为双梁式机翼，翼肋指普通翼肋，非对接翼肋，翼肋与蒙皮连接形式为单排铆钉连接。
对机翼结构而言，一方面由于模型较为复杂，直接建立细节应力分析模型工作量极大，耗时耗力；一方面，由于机翼属于静不定结构，采用工程方法很难得出准确的结果；另一方面，建立机翼结构总体应力分析模型，利用输出结果校核铆钉得出的结果也不准确。因此本发明提出的计算公式和方法，能够方便、快速、准确地进行翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算。

Claims (1)

1.一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法，翼肋为拥有前梁和后梁的双梁式机翼上的普通翼肋，翼肋与蒙皮的连接形式为单排铆钉连接，其特征在于包含以下步骤：
1－1建立有限元模型时，选取的机翼承力组件至少包含前缘、蒙皮、翼梁、长桁、翼肋，蒙皮简化为板单元，翼梁简化为板杆单元，长桁简化为杆单元，翼肋简化为板杆单元；
1－2以长桁、翼肋、立柱、翼梁所在位置为基准，建立机翼总体应力分析模型；
1－3机翼与机身结构通过螺栓连接，在螺栓连接位置固支约束，作为机翼总体应力分析模型的边界条件；
1－4根据边界条件和载荷工况，计算得到机翼总体应力分析模型应力计算结果，载荷工况是按照飞机飞行情况，包括滑跑、起飞、爬升、巡航直至下滑、着陆，求解出机翼结构所受载荷；
1－5机翼总体应力分析模型计算结果输出为细节应力分析模型边界条件输入；
1－6根据铆钉连接所在位置，提取出机翼总体应力分析模型中的相邻板单元，并对板单元网格细化，细化时需确保节点通过铆钉连接所在位置；提取出机翼总体应力分析模型中相邻板单元位移、载荷边界条件，并将位移、载荷边界条件施加到细节应力分析模型上；
1－7根据细节应力分析模型计算结果以及翼肋与蒙皮铆钉连接简化理论的计算公式：
Qmax＝(qi-qj)max×p
式中：p—铆钉间距
qi为蒙皮板单元靠近翼根一侧剪流，qj为蒙皮板单元靠近翼尖一侧剪流，铆钉所受最大剪切力为Qmax
在分析机翼蒙皮受载时假设如下，第一，蒙皮支持在桁条和翼肋上，以吸力或压力形式直接承受气动载荷，翼肋与蒙皮铆钉连接此时承受的集中力较小，予以忽略；第二，蒙皮平衡机翼部分弯矩形成拉应力或压应力，主要通过机翼蒙皮向翼根传递，即翼肋与蒙皮铆钉连接因机翼弯曲产生的剪切力较小，予以忽略；第三，翼肋与蒙皮铆钉连接主要承受翼肋所在位置相邻蒙皮的剪流差，提取细节应力分析模型中铆钉连接位置最大剪流差，得到铆钉连接剪切力Qmax；
1－8将细节应力分析模型由NASTRAN运算及调试，求解序列101，输出结果代入所述翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算公式，求得铆钉所受载荷值。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107038296B (zh) * 2017-04-06 2020-12-18 深圳数设科技有限公司 一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置
CN111159879B (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 一种集中传载结构的钉载处理方法
CN111332493B (zh) * 2020-03-31 2023-06-20 中国飞机强度研究所 一种用于飞机机身筒段蒙皮的切向位移约束装置及方法
CN111597632B (zh) * 2020-05-08 2022-08-19 西北工业大学 一种基于刚性多连杆机构驱动的变形翼结构设计方法
CN111914352B (zh) * 2020-07-06 2023-11-21 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机辅助动力装置安装拉杆的设计方法
CN111914351B (zh) * 2020-07-06 2023-11-21 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种机身结构加筋壁板总体稳定性计算方法
CN113420378A (zh) * 2021-06-25 2021-09-21 江苏锐天信息科技有限公司 一种飞机结构强度模型快速创建方法
CN114291250B (zh) * 2021-12-20 2023-11-03 北京机电工程研究所 一种剪切变后掠翼面及其设计方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105022907A (zh) * 2014-04-25 2015-11-04 中国飞机强度研究所 一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法
CN106156449A (zh) * 2016-08-31 2016-11-23 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种复合材料机翼壁板优化设计方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105022907A (zh) * 2014-04-25 2015-11-04 中国飞机强度研究所 一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法
CN106156449A (zh) * 2016-08-31 2016-11-23 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种复合材料机翼壁板优化设计方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于MSC.Nastran的无人机复合材料机翼有限元分析;尹星研等;《玻璃钢/复合材料》;20100128(第01期);全文 *
机翼/副翼连接结构的连接刚度特性分析;马振云等;《飞机设计》;20111215(第06期);全文 *
液体垫片对复合材料装配结构应力和应变的影响;岳烜德等;《复合材料学报》;20171120(第10期);全文 *
结构刚度对翼根螺栓组载荷分布的影响;赵群等;《航空学报》;20080725(第04期);全文 *

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