CN109710988A - 一种翼身融合体飞机主梁位置确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于飞机结构设计技术领域,具体涉及一种翼身融合体飞机主梁位置确定方法。该方法有以下步骤:1)在该实体上做出必要的舱体开口,如起落架舱,设备舱,形成有开口的翼身融合区域;2)进行有限元实体建模,设定统一的材料属性,设定边界条件,施加载荷;3)进行拓扑优化分析,设定结构重量最小为优化目标,得到优化分析结果;4)根据优化分析结果确定前梁和后梁的位置。相比传统的先进行结构设计,该方法可大幅减少结构设计和强度校核的迭代过程,缩短设计周期,提高设计效率,节约成本,确定的主梁位置更为精确。
Description
技术领域
本发明属于飞机结构设计技术领域,具体涉及一种翼身融合体飞机主梁位置确定方法。
背景技术
翼身融合体飞机主梁的布置位置牵扯到飞机整体传力情况,其关键性不言而喻,现有技术通常是根据飞机总体外形由结构确定主梁位置,再进行强度校核,经过多轮迭代后确定主梁位置,过程繁杂,效率低下。
发明内容
发明目的:提出一种翼身融合体飞机主梁位置确定方法,以解决现有方法结构设计和强度校核的迭代过程过于繁琐,设计周期长,设计效率低的问题。
技术方案:本发明提供了一种翼身融合体飞机融合区域的主梁位置确定方法,步骤如下:1)首先在该实体上做出必要的舱体开口,如起落架舱,设备舱,形成有开口的翼身融合区域;2)进行有限元实体建模,设定统一的材料属性,设定边界条件,施加载荷;3)进行拓扑优化分析,设定结构重量最小为优化目标,得到优化分析结果;4)根据优化分析结果确定前梁和后梁的位置。
进一步的,步骤1)中所有的开口按照实际尺寸进行开口。
步骤2)中有限元实体建模方法为借助Patran&Nastran有限元软件,基于实体模型自动划分网格,网格类型为Tet10四面体网格。
步骤3)中拓扑优化分析,设置体积分数为0.1,设定结构重量最小为优化目标,得到使得结构重量最轻的最佳传力路径。
有益技术效果:相比传统的先进行结构设计,该方法可大幅减少结构设计和强度校核的迭代过程,缩短设计周期,提高设计效率,节约成本,确定的主梁位置更为精确。
附图说明
图1主梁位置确定流程图;
图2主梁位置确定结果。
具体实施方式
参见附图1-2,本发明提供了一种翼身融合体飞机融合区域的主梁位置确定方法。以图1所示的融合体实体结构为例,其主梁位置确定步骤如下:第一步,在该实体上做出必要的舱体开口,如起落架舱,设备舱,形成有开口的翼身融合区域,如图1(a)-(b);第二步,进行有限元实体建模,设定统一的材料属性,设定边界条件,施加载荷,如图1(c);第三步,进行拓扑优化分析,设定结构重量最小为优化目标,得到优化分析结果,如图1(d),图中颜色越深的地方表示载荷传递越多;第四步,根据优化分析结果确定前梁和后梁的位置,如图2黑色实线所示。
在上述方法的基础上,根据图1(d)所示的优化分析结果,可知前梁的传载的比例大于后梁,因此在前后梁设计的时候可以适当增大前梁刚度,减小后梁刚度,而非简单做成等刚度梁。
第一步中所有的开口按照实际尺寸进行开口。
第二步中有限元实体建模方法为借助Patran&Nastran有限元软件,基于实体模型自动划分网格,网格类型为Tet10四面体网格。
第三步中拓扑优化分析,设置体积分数为0.1,设定结构重量最小为优化目标,得到使得结构重量最轻的最佳传力路径。
上述方法该已应用于某型飞机中,用来确定飞机的主梁位置,在设计过程中大幅减少结构设计和强度校核的迭代过程,缩短设计周期,提高设计效率,节约了人力、财力等成本。本方法具有操作简单,容易实现,通用性强,快速高效,结果准确的特点。
Claims (4)
1.一种翼身融合体飞机融合区域的主梁位置确定方法,其特征在于,步骤如下:1)首先在实体上做出必要的舱体开口,如起落架舱,设备舱,形成有开口的翼身融合区域;2)进行有限元实体建模,设定统一的材料属性,设定边界条件,施加载荷;3)进行拓扑优化分析,设定结构重量最小为优化目标,得到优化分析结果;4)根据优化分析结果确定前梁和后梁的位置。
2.根据权利要求1所述的一种翼身融合体飞机融合区域的主梁位置确定方法,其特征在于,步骤2)中有限元实体建模方法为借助Patran&Nastran有限元软件,基于实体模型自动划分网格,网格类型为Tet10四面体网格。
3.根据权利要求1所述的一种翼身融合体飞机融合区域的主梁位置确定方法,其特征在于,步骤3)中拓扑优化分析,设置体积分数为0.1,设定结构重量最小为优化目标,得到使得结构重量最轻的最佳传力路径。
4.根据权利要求1所述的一种翼身融合体飞机融合区域的主梁位置确定方法,其特征在于,前后梁做成非等刚度梁,前梁刚度大于后梁刚度。
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