CN111159943B - 一种动翼面封严结构的屈曲处理方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种动翼面封严结构的屈曲处理方法，该方法包括：对封严结构进行受力形式工程分析，将封严结构和动翼面划分为多个承载区域；进行前处理建模，建立每个承载区域的线性屈曲模型；对多个承载区域进行网格划分，模拟承载区域的屈曲边界或受力状态；对多个承载区域施加非线性的几何大变形产生的力，并对固定翼后缘和动翼面主结构施加强迫位移边界条件；通过施加的非线性的几何大变形产生的力以及强迫位移边界条件在多个承载区域上的作用，对多个承载区域进行线性屈曲求解，得到线性屈曲模型的求解结果。本发明实施例解决了现有方式无法对动翼面封严结构的稳定性进行准确评估计算，以及后屈区分析的计算精度低的问题。

Description

一种动翼面封严结构的屈曲处理方法

技术领域

本申请涉及但不限于结构强度分析技术领域，尤指一种动翼面封严结构的屈曲处理方法。

背景技术

鉴于飞机设计空间的限制，飞机机翼后缘与动翼面封严结构设计为一体连接件，封严结构在机翼后缘、动翼面主结构作用下随动变形，应力主要由周围结构强迫大变形引起，结构应力水平高且梯度大，受力边界复杂。

现有工程算法不能对动翼面封严结构稳定性进行准确评估计算；且该动翼面封严结构屈曲后仍有较大后屈曲承载能力，传统后屈曲分析一般采用了以试验数据为基础的半理论半经验方法，计算精度低。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种动翼面封严结构的屈曲处理方法，以解决现有方式无法对动翼面封严结构的稳定性进行准确评估计算，以及后屈区分析的计算精度低的问题。

本发明实施例提供一种动翼面封严结构的屈曲处理方法，所述封严结构的一侧与飞机固定翼后缘相连接，所述封严结构还与动翼面主结构相连接，所述屈曲处理方法包括：

对所述封严结构进行受力形式工程分析，根据承载因素将封严结构和动翼面划分为多个承载区域；

对所述多个承载区域进行前处理建模，建立每个所述承载区域的线性屈曲模型；

根据承载因素对所述多个承载区域进行网格划分，模拟所述承载区域的屈曲边界或受力状态；

对所述多个承载区域施加非线性的几何大变形产生的力，并对固定翼后缘和动翼面主结构施加强迫位移边界条件；

通过施加的非线性的几何大变形产生的力以及强迫位移边界条件在所述多个承载区域上的作用，对所述多个承载区域进行线性屈曲求解，得到线性屈曲模型的求解结果。

可选地，如上所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法中，所确定的多个承载区域包括：关键承载受力区和非关键受力区。

可选地，如上所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法中，

所述关键承载受力区包括：封严结构与固定翼后缘的连接区域，以及封严结构与动翼面主结构的连接区域；

所述非关键受力区包括：固定翼后缘中未与封严结构连接的区域，以及动翼面主结构中未与封严结构连接的区域。

可选地，如上所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法中，所述关键承载受力区中的受力结构通过钉群连接，对所述关键承载受力区进行前处理建模，包括：

根据钉群与所述关键承载受力区的实际接触状态变化，建立弹塑性接触对，以模拟所述关键承载受力区的实际受力状态。

可选地，如上所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法中，所述非关键受力区中的受力结构通过钉群连接，对所述非关键承载受力区进行前处理建模，包括：

根据非关键受力区中钉群连接关系建立刚性连接元，以模拟刚性连接关系，并模拟非关键受力区的受力状态。

可选地，如上所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法中，所述根据承载力对所述多个承载区域进行网格划分，包括：

对所述关键承载受力区进行小尺寸二次单元六面体网格划分，以模拟所述关键受力区的屈曲边界；

对所述非关键受力区进行一次四面体粗网格划分，以模拟所述非关键受力区的受力状态。

可选地，如上所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法中，所述对所述多个承载区域进行线性屈曲求解，包括：

采用隐示的线性摄动求解器进行线性屈曲求解，以得所述多个承载区域的线性屈曲模态及临界屈曲载荷。

可选地，如上所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法中，所述线性屈曲模型的求解结果包括：封严结构与固定翼后缘的连接区域的第一边界位移结果，封严结构与动翼面主结构的连接区域的第二边界位移结果；所述方法还包括：

根据所述线性屈曲模型的求解结果，选取封严结构的盖板作为后屈曲模型；

将所述第一边界位移结果和所述第二边界位移结果作为一种激励施加到后屈曲模型中，得到后屈曲破坏载荷及破坏形式。

本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法，针对封严结构的应力梯度大、受力边界复杂的封严结构，给出一套结构屈曲及后屈曲分析方式，获得结构临界失稳载荷、失稳模式及破坏载荷，克服了传统“工程方法”的缺陷。该方法可以对大随动变形的薄壁加筋结构进行精准屈曲分析，对屈曲模态、屈曲载荷大小进行准确表征；还可以对大变形结构进行了后屈曲破坏载荷分析，提高计算分析精度，有效减轻结构重量。。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例提供的一种动翼面封严结构的屈曲处理方法的流程图；

图2为本发明实施例中一种动翼面封严结构的结构示意图；

图3为本发明实施例中一种关键承载受力区的受力结构的示意图；

图4为采用本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法建立的刚性连接元的示意图；

图5为采用本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法建立的刚性连接关系的示意图；

图6为采用本发明实施提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法划分出的有限元网格结构的示意图；

图7为采用本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法对图6所示有限元网格结构施加强迫位移边界条件的示意图；

图8为本发明实施例提供的另一种动翼面封严结构的屈曲处理方法的流程图；

图9为将封严盖板的连接钉边界位移结果作为一种激励施加于后屈曲模型的示意图；

图10为采用本发明实施例提供的屈曲处理方法对图2所示后缘盖板封严结构进行处理得到的封严盖板线性屈曲模态的示意图；

图11为采用本发明实施例提供的屈曲处理方法对图2所示后缘盖板封严结构进行处理得到的封严盖板应力云的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，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任意组合。

在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

本发明实施例的任务和目的为：给出一套结构屈曲及后屈曲分析方式，以获得结构临界失稳载荷、失稳模式及破坏载荷，以克服传统“工程方法”缺陷。

本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种动翼面封严结构的屈曲处理方法的流程图，图2为本发明实施例中一种动翼面封严结构的结构示意图。本发明实施例中的动翼面封严结构的一侧与飞机固定翼后缘相连接，该封严结构还与动翼面主结构相连接。本实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法可以包括如下步骤：

S110，对封严结构进行受力形式工程分析，根据承载因素将封严结构和动翼面划分为多个承载区域；

S120，对多个承载区域进行前处理建模，建立每个承载区域的线性屈曲模型；

S130，根据承载因素对多个承载区域进行网格划分，模拟承载区域的屈曲边界或受力状态；

S140，对多个承载区域施加非线性的几何大变形产生的力，并对固定翼后缘和动翼面主结构施加强迫位移边界条件；

S150，通过施加的非线性的几何大变形产生的力以及强迫位移边界条件在多个承载区域上的作用，对多个承载区域进行线性屈曲求解，得到线性屈曲模型的求解结果。

本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法，可以为大强迫变形下薄壁加筋结构屈曲及后屈曲分析方式，主要为针对机翼随动变形(即随着固定翼的变形)情况下，动翼面封严结构稳定性及后屈曲承载能力的计算方式。

本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法，考虑主结构的几何大变形、结构复杂几何边界及材料非线性，对封严结构进行了线性屈曲分析，获取结构临界失稳载荷及失稳模式；并对屈曲后的结构进行了后屈曲承载能力分析，最终得到一整套封严结构线性屈曲及后屈曲分析方式。

本发明实施例中的封严结构例如为后缘盖板，该后缘盖板置包含机翼后缘舱壁板、滑轨、盖板，盖板通过螺栓连接在滑轨级机翼后缘舱上，滑轨通过连接件连接在机翼后缘舱支架上，如图2所示。

可选地，本发明实施例的S110中划分出的多个承载区域可以包括：关键承载受力区和非关键受力区，如图2所示。

其中，本发明实施例中的关键承载受力区可以包括：封严结构与固定翼后缘的连接区域，以及封严结构与动翼面主结构的连接区域。

本发明实施例中的非关键受力区可以包括：固定翼后缘中未与封严结构连接的区域，以及动翼面主结构中未与封严结构连接的区域。

在本发明实施例的一种实现方式中，关键承载受力区中的受力结构通过钉群连接，如图3所示，为本发明实施例中一种关键承载受力区的受力结构的示意图，该受力结构通过螺栓连接；相应地，本发明实施例的S120中对关键承载受力区进行前处理建模的实现方式，可以包括：

根据钉群与关键承载受力区的实际接触状态变化，建立弹塑性接触对，以模拟关键承载受力区的实际受力状态。

参照图3所示受力结构，本发明实施例考虑螺栓与封严结构实际接触状态变化，建立螺栓_盖板、螺栓_滑轨的摩擦弹塑性接触对，以模拟结构实际受力状态，结构接触对如图3所示。

在本发明实施例的另一种实现方式中，非关键受力区中的受力结构同样通过钉群连接；相应地，本发明实施例的S120中对非关键承载受力区进行前处理建模的实现方式，可以包括：

根据非关键受力区中钉群连接关系建立刚性连接元，以模拟刚性连接关系，并模拟非关键受力区的受力状态。

如图4所示，为采用本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法建立的刚性连接元的示意图，图4中例如包括螺栓—滑轨、螺栓—盖板接触对，如图5所示，为采用本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法建立的刚性连接关系的示意图，图5可以对滑轨、盖板、壁板建立的刚性连接关系，例如包括螺栓—滑轨、螺栓—盖板连接关系，用以模拟非关键受力区的载荷传递。

可选地，本发明实施例的S130的实现方式，可以包括：

对关键承载受力区进行小尺寸二次单元六面体网格划分，以模拟关键受力区的屈曲边界；

对非关键受力区进行一次四面体粗网格划分，以模拟非关键受力区的受力状态。

本发明实施例中，例如对高应力螺栓-框、螺栓-接头接触区域进行小尺寸二次单元六面体网格剖分，以模拟结构传载及关注部位应力水平，对其他区域进行一次的粗网格剖分，如图6所示，为采用本发明实施提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法划分出的有限元网格结构的示意图。

可选地，本发明实施例的S140中，基于实际中“封严盖板结构在机翼后缘结构、滑轨结构强迫变形下受力”的考虑，对图6结构施加机翼强迫位移边界条件，如图7所示，为采用本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法对图6所示有限元网格结构施加强迫位移边界条件的示意图。

可选地，本发明实施例的S150中对多个承载区域进行线性屈曲求解的实现方式，可以包括：

采用隐示的线性摄动求解器进行线性屈曲求解，以得多个承载区域的线性屈曲模态及临界屈曲载荷。

可选地，本发明实施例进行线性屈曲求解后，线性屈曲模型的求解结果可以包括：封严结构与固定翼后缘的连接区域的第一边界位移结果，封严结构与动翼面主结构的连接区域的第二边界位移结果。图8为本发明实施例提供的另一种动翼面封严结构的屈曲处理方法的流程图，在上述流程的基础上，本发明实施例提供的方法还可以包括：

S160，根据线性屈曲模型的求解结果，选取封严结构的盖板作为后屈曲模型；

S170，将第一边界位移结果和第二边界位移结果作为一种激励施加到后屈曲模型中，得到后屈曲破坏载荷及破坏形式。

本发明实施例中，例如将面封严结构中的连接钉边界位移结果作为一种激励施加于后屈曲模型中，得到后屈曲破坏载荷及破坏形式，如图9所示，为将封严盖板的连接钉边界位移结果作为一种激励施加于后屈曲模型的示意图。

本发明实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法，针对封严结构的应力梯度大、受力边界复杂的封严结构，给出一套结构屈曲及后屈曲分析方式，获得结构临界失稳载荷、失稳模式及破坏载荷，克服了传统“工程方法”的缺陷。该方法可以对大随动变形的薄壁加筋结构进行精准屈曲分析，对屈曲模态、屈曲载荷大小进行准确表征；还可以对大变形结构进行了后屈曲破坏载荷分析，提高计算分析精度，有效减轻结构重量。

以下通过一个具体实施示例对本实用新型实施例提供的动翼面封严结构的屈曲处理方法的实施方式进行详细说明。已知后缘盖板结构形式，该后缘盖板置包含机翼后缘舱壁板、滑轨、盖板，盖板通过螺栓连接在滑轨级机翼后缘舱上，滑轨通过连接件连接在机翼后缘舱支架上，如图2所示。该屈曲处理方法具体可以包括如下步骤：

步骤1，对后缘盖板结构(如图2)进行受力形式初步工程分析，对结构中的次承力因素(螺母、螺栓及低应力区)进行简化，对主要的关键结构(螺栓连接传载区基体结构)进行细节分解，确定关键受力区域以便进行前处理建模；

步骤2，关键承载受力区集中受力结构通过螺栓连接，考虑螺栓与本体结构实际接触状态变化，建立螺栓_盖板、螺栓_滑轨的摩擦弹塑性接触对以模拟结构实际受力状态，结构接触对示意图，如图3所示；

步骤3，非关键受力区，建立Fastener刚性连接元，以模拟刚性约束关系(如图4所示)，并对滑轨、盖板、壁板建立刚性连接关系(如图5所示)；用以模拟非关键受力区域的载荷传递；

步骤4，对高应力螺栓-框、螺栓—接头接触区域进行小尺寸二次单元六面体网格剖分模拟结构传载及关注部位应力水平，对其他区域进行一次的粗网格剖分，结构有限元网格图如图6所示；

步骤5，机翼大变形下，非线性的大变形产生的力作用其中(包括关键和非关键受力区)，几何非线性作用使结构的应力扩散范围、扩散路径发生变化，分析中考虑其影响以准确表征其变化；因此，可以对多个承载区域施加非线性的几何大变形产生的力，并对固定翼后缘和动翼面主结构施加强迫位移边界条件；

步骤6，基于实际中“封严盖板结构在机翼后缘结构、滑轨结构强迫变形下受力”的考虑，对图6的网格结构施加机翼强迫位移边界条件，如图7所示；

步骤7，鉴于非线性耦合作用，应力求解是反复迭代的过程，选用ABAQUS/Standard静态线性摄动求解器进行线性屈曲求解；获得线性屈曲模态及屈曲载荷；

步骤8，基于线性屈曲计算结果，将其连接钉边界位移结果作为一种激励施加于后屈曲模型中，如图9所示，得到后屈曲破坏载荷及破坏形式。

本发明实施例提供的翼面封严结构的屈曲处理方法，适用于强迫大变形下薄壁加筋结构的屈曲及后屈曲分析。该方法具有较大应用价值，已经在某型号的机翼后缘与动翼面封严结构中得到验证。如图2所示，可以为某型机的一种典型后缘盖板封严结构的示意图。采用本发明上述各实施例提供的方法，确定关键承载受力区，考虑细节接触状态及刚性连接行为，在机翼后缘强迫大变形下进行静态分析、线性屈曲分析、非线性后屈曲分析，得到线性屈曲模态、线性屈曲载荷、后屈曲破坏载荷。如图10所示，为采用本发明实施例提供的屈曲处理方法对图2所示后缘盖板封严结构进行处理得到的封严盖板线性屈曲模态的示意图，如图11所示，为采用本发明实施例提供的屈曲处理方法对图2所示后缘盖板封严结构进行处理得到的封严盖板应力云的示意图。

本发明实施例提供的分析方法精确模拟了结构屈曲模式，对盖板应力水平得到了精确表征，得到了线性屈曲载荷、后屈曲破坏载荷，与工程方法进行数值比较，见表1。

表1

上述表1中的数据结果对比表明，非线性有限元计算精度高，而工程方法对评估类似传载结构具有保守性，线性屈曲载荷保守量达20.4％，结构后屈曲破坏载荷保守33.96％，该方法有限减轻结构重量6.32千克(Kg)，该试验结果已经得到了试验验证。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，所述封严结构的一侧与飞机固定翼后缘相连接，所述封严结构还与动翼面主结构相连接，所述屈曲处理方法包括：

对所述封严结构进行受力形式工程分析，根据承载因素将封严结构和动翼面划分为多个承载区域；

对所述多个承载区域进行前处理建模，建立每个所述承载区域的线性屈曲模型；

根据承载因素对所述多个承载区域进行网格划分，模拟所述承载区域的屈曲边界或受力状态；

对所述多个承载区域施加非线性的几何大变形产生的力，并对固定翼后缘和动翼面主结构施加强迫位移边界条件；

通过施加的非线性的几何大变形产生的力以及强迫位移边界条件在所述多个承载区域上的作用，对所述多个承载区域进行线性屈曲求解，得到线性屈曲模型的求解结果。

2.根据权利要求1所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，所确定的多个承载区域包括：关键承载受力区和非关键受力区。

3.根据权利要求2所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，

所述关键承载受力区包括：封严结构与固定翼后缘的连接区域，以及封严结构与动翼面主结构的连接区域；

所述非关键受力区包括：固定翼后缘中未与封严结构连接的区域，以及动翼面主结构中未与封严结构连接的区域。

4.根据权利要求2所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，所述关键承载受力区中的受力结构通过钉群连接，对所述关键承载受力区进行前处理建模，包括：

根据钉群与所述关键承载受力区的实际接触状态变化，建立弹塑性接触对，以模拟所述关键承载受力区的实际受力状态。

5.根据权利要求2所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，所述非关键受力区中的受力结构通过钉群连接，对所述非关键承载受力区进行前处理建模，包括：

根据非关键受力区中钉群连接关系建立刚性连接元，以模拟刚性连接关系，并模拟非关键受力区的受力状态。

6.根据权利要求2所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，所述根据承载因素对所述多个承载区域进行网格划分，包括：

对所述关键承载受力区进行小尺寸二次单元六面体网格划分，以模拟所述关键受力区的屈曲边界；

对所述非关键受力区进行一次四面体粗网格划分，以模拟所述非关键受力区的受力状态。

7.根据权利要求1所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，所述对所述多个承载区域进行线性屈曲求解，包括：

采用隐示的线性摄动求解器进行线性屈曲求解，以得所述多个承载区域的线性屈曲模态及临界屈曲载荷。

8.根据权利要求7所述的动翼面封严结构的屈曲处理方法，其特征在于，所述线性屈曲模型的求解结果包括：封严结构与固定翼后缘的连接区域的第一边界位移结果，封严结构与动翼面主结构的连接区域的第二边界位移结果；所述方法还包括：

根据所述线性屈曲模型的求解结果，选取封严结构的盖板作为后屈曲模型；

将所述第一边界位移结果和所述第二边界位移结果作为一种激励施加到后屈曲模型中，得到后屈曲破坏载荷及破坏形式。