CN111539134B - 一种大曲率飞机壁板的处理方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种大曲率飞机壁板的处理方法，包括：根据大曲率壁板外形面建立有限元模型，有限元模型中包括大曲率壁板的多个板元；对整个大曲率壁板施加边界条件和气动载荷，进行静强度分析；根据静强度分析结果选取指定区域，并取出指定区域边界节点的强迫位移；对指定区域进行有限元二次建模，采用有限元二次建模生成的模型进行仿真并对仿真结果进行分析，得到模型分析结果。本发明实施例解决了现有技术对大曲率壁板的稳定性分析中，既不能确保分析区域是整块壁板的最危险区域，也不能保证分析结果的准确性和可靠性的问题。

Description

一种大曲率飞机壁板的处理方法

技术领域

本申请涉及但不限于飞机设计技术领域，尤指一种大曲率飞机壁板的处理 方法。

背景技术

飞机结构中存在很多大曲率壁板，如机翼前缘、尾翼前缘、整流罩结构等。 这些大曲率壁板在进行强度设计的时候，由于其曲率太大，无法采用工程中的 平板计算方法去校核，工程算法通常针对平板和规则形状，难以实现大曲率壁 板的计算；另外，由于大部分壁板结构也不是规则的圆柱形，也不能近似成圆 柱形壁板，因此通常采用有限元屈曲计算的方法进行分析。

现有技术主要是选取整体或局部大曲率壁板结构进行有限元建模，施加边 界条件和气动载荷后，采用有限元软件中的屈曲模块来进行计算，得到屈曲特 征值和屈曲模态，从而计算出壁板结构的稳定性结果。采用上述方法进行稳定 性分析有两个缺点：1，若选取的壁板为整体壁板，由于模型较大，因此计算的结果不够精确；若选取的壁板为局部壁板，由于仅施加局部气动载荷，未考虑 其它区域气动载荷对该区域的影响，因此计算误差较大；2，由于选取的局部区 域为任意选取的，因此该区域不能反映整体壁板的屈曲情况。

因此，采用现有技术进行大曲率壁板稳定性分析，既不能确保分析区域是 整块壁板的最危险区域，也不能保证分析结果的准确性和可靠性。

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大曲率飞机壁板的处理 方法，以解决现有技术对大曲率壁板的稳定性分析中，既不能确保分析区域是 整块壁板的最危险区域，也不能保证分析结果的准确性和可靠性的问题。

本发明实施例提供一种大曲率飞机壁板的处理方法，包括：

根据大曲率壁板外形面建立有限元模型，所述有限元模型中包括所述大曲 率壁板的多个板元；

对整个大曲率壁板施加边界条件和气动载荷，进行静强度分析；

根据静强度分析结果选取指定区域，并取出所述指定区域边界节点的强迫 位移；

对所述指定区域进行有限元二次建模，采用所述有限元二次建模生成的模 型进行仿真并对仿真结果进行分析，得到模型分析结果。

可选地，如上所述的大曲率飞机壁板的处理方法中，所选取的指定区域为 静强度分析结果中压应力和/或变形最大的区域。

可选地，如上所述的大曲率飞机壁板的处理方法中，所述指定区域边界节 点的强迫位移为所述指定区域周边和邻近的壁板区域对所述指定区域的力和形 变的影响。

可选地，如上所述的大曲率飞机壁板的处理方法中，所述对所述指定区域 进行有限元二次建模，包括：

对所述指定区域进行有限元二次建模，得到所述指定区域的细化有限元模 型，所述细化有限元模型中的板元数量多于所述有限元模型中所述指定区域的 板元数量。

可选地，如上所述的大曲率飞机壁板的处理方法中，所述采用所述有限元 二次建模生成的模型进行仿真，包括：

对所述细化有限元模型施加强迫位移边界条件，以及局部气动载荷。

可选地，如上所述的大曲率飞机壁板的处理方法中，所述对仿真结果进行 分析，包括：

利用有限元软件中的屈曲模块进行屈曲分析，得到屈曲分析结果。

可选地，如上所述的大曲率飞机壁板的处理方法中，还包括：

根据屈曲分析结果对大曲率壁板的结构参数进行优化。

可选地，如上所述的大曲率飞机壁板的处理方法中，所述对大曲率壁板的 优化包括以下一项或多项：对划分的板元增加厚度，在大曲率壁板的整体结构 上增加筋条。

本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法，该方法不同于现有技术 中对整体或局部大曲率壁板进行有限元屈曲分析的方法，而是先通过整体模型 进行静力分析，得到压应力或变形最大的区域，即最易发生屈曲的部位，再对 该区域单独进行细节建模，从而进行稳定性分析。本发明实施例提供的方法， 在选取局部区域进行稳定性分析的时候具有了方向性，选取的局部区域为整块壁板最危险部位。另外，在分析该细节模型的时候，除了施加局部气动载荷外， 还施加了边界节点的强迫位移，因此考虑到了其他区域气动载荷对该区域的影 响，解决了现有技术的两个问题，具有操作方便，计算结果精确、可靠的优点。

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大曲率飞机壁板的处理方法的流程图；

图2为采用本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法所建立的一种 有限元模型的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法所选取的指定区域 的示意图；

图4为本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法中一种对细化有限 元模型施加强迫位移边界条件以及局部气动载荷的示意图；

图5为本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法中一种仿真分析结 果的示意图。

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。

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大曲率飞机壁板的处理方法的流程图。本 实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法可以包括如下步骤：

S110，根据大曲率壁板外形面建立有限元模型，该有限元模型中包括大曲 率壁板的多个板元；

S120，对整个大曲率壁板施加边界条件和气动载荷，进行静强度分析；

S130，根据静强度分析结果选取指定区域，并取出该指定区域边界节点的 强迫位移；

S140，对指定区域进行有限元二次建模，采用有限元二次建模生成的模型 进行仿真并对仿真结果进行分析，得到模型分析结果。

本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法，具体为大曲率飞机壁板 的稳定性分析方法，通过该方法得到的分析结果准确可靠，应用广泛，可以用 于各型飞机的各种大曲率壁板的稳定性分析和大曲率壁板的设计中，同时也适 用于其他具有大曲率薄壁结构的工程结构设计，具有操作方便，计算结果精确、 可靠的优点。

在本发明实施例中，根据大曲率壁板外形面建立的有限元模型，如图2所 示，为采用本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法所建立的一种有限 元模型的结构示意图。

可选地，本发明实施例在实际应用中，S130中所选取的指定区域可以静强 度分析结果中压应力和/或变形最大的区域，从而取出该区域边界节点的强迫位 移。如图3所示，为本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法所选取的 指定区域的示意图。

需要说明的是，上述选取的指定区域边界节点的强迫位移为：该指定区域 周边和邻近的壁板区域对该指定区域的力和形变的影响。

可选地，本发明实施例的S130中“对指定区域进行有限元二次建模”的实 现方式，可以包括：

对指定区域进行有限元二次建模，得到指定区域的细化有限元模型，该细 化有限元模型中的板元数量多于有限元模型中指定区域的板元数量。

可选地，本发明实施例的S130中“采用有限元二次建模生成的模型进行仿 真”的实现方式，可以包括：

对上述步骤中的细化有限元模型施加强迫位移边界条件，以及局部气动载 荷。如图4所示，为本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法中一种对 细化有限元模型施加强迫位移边界条件以及局部气动载荷的示意图。

可选地，本发明实施例的S130中“对仿真结果进行分析”的实现方式，可 以包括：

利用有限元软件中的屈曲模块进行屈曲分析，得到屈曲分析结果。如图5 所示，为本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法中一种仿真分析结果 的示意图。

可选地，本发明实施例提供的方法，还可以包括：

根据屈曲分析结果对大曲率壁板的结构参数进行优化。

在实际应用中，对大曲率壁板的优化包括以下一项或多项：对划分的板元 增加厚度，在大曲率壁板的整体结构上增加筋条。

本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法，不同于现有技术中对整 体或局部大曲率壁板进行有限元屈曲分析的方法，而是先通过整体模型进行静 力分析，得到压应力或变形最大的区域，即最易发生屈曲的部位，再对该区域 单独进行细节建模，从而进行稳定性分析。本发明实施例提供的方法，在选取 局部区域进行稳定性分析的时候具有了方向性，选取的局部区域为整块壁板最危险部位。另外，在分析该细节模型的时候，除了施加局部气动载荷外，还施 加了边界节点的强迫位移，因此考虑到了其他区域气动载荷对该区域的影响， 解决了现有技术的两个问题，具有操作方便，计算结果精确、可靠的优点。

以下通过一个具体实施示例对本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理 方法的实施方式进行详细说明。该大曲率飞机壁板的处理方法为一种大曲率壁 板稳定性分析方法。具体包括如下步骤：

步骤1，根据大曲率壁板外形面建立有限元模型，如图2所示有限元模型；

步骤2，对整块大曲率壁板施加边界条件和气动载荷，进行静强度分析， 选出压应力或变形最大的区域，并取出该区域边界节点的强迫位移，如图3所 示选出的局部区域；

步骤3，对该局部区域单独进行有限元建模，并将模型细化；

步骤4，在细化的模型中施加强迫位移边界条件以及局部气动载荷，如图4 所示施加方式；

步骤5，利用有限元软件中的屈曲模块进行屈曲分析，得到准确的稳定性 分析结果，如图5所示分析结果；

步骤6，根据屈曲分析结果优化大曲率壁板的结构参数。

本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法，具体解决了现有技术的 两个问题：1，若选取的壁板为整体壁板，由于模型较大，因此计算的结果不够 精确；若选取的壁板为局部壁板，由于仅施加局部气动载荷，未考虑其它区域 气动载荷对该区域的影响，因此计算误差较大；2，由于选取的局部区域为任意 选取的，因此该区域不能反映整体壁板的屈曲情况。

本发明实施例提供的大曲率飞机壁板的处理方法，已经在某型飞机的前缘 设计中得到验证，可以用来优化前缘大曲率壁板的设计，在设计过程中提高了 稳定性计算精度，得到了可靠的前缘稳定性分析结果，并通过试验进行了验证。 另外，本发明实施例具有操作简单，通用性强，结果准确，可靠性高的特点。

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 (5)

1.一种大曲率飞机壁板的处理方法，其特征在于，包括：

根据大曲率壁板外形面建立有限元模型，所述有限元模型中包括所述大曲率壁板的多个板元；

对整个大曲率壁板施加边界条件和气动载荷，进行静强度分析；

根据静强度分析结果选取指定区域，并取出所述指定区域边界节点的强迫位移；所选取的指定区域为静强度分析结果中压应力和/或变形最大的区域，所述指定区域边界节点的强迫位移为所述指定区域周边和邻近的壁板区域对所述指定区域的力和形变的影响；

对所述指定区域进行有限元二次建模，采用所述有限元二次建模生成的模型进行仿真并对仿真结果进行分析，得到模型分析结果；其中，所述采用所述有限元二次建模生成的模型进行仿真包括：对所述有限元二次建模生成的模型施加强迫位移边界条件，以及局部气动载荷。

2.根据权利要求1所述的大曲率飞机壁板的处理方法，其特征在于，所述对所述指定区域进行有限元二次建模，包括：

对所述指定区域进行有限元二次建模，得到所述指定区域的细化有限元模型，所述细化有限元模型中的板元数量多于所述有限元模型中所述指定区域的板元数量。

3.根据权利要求2所述的大曲率飞机壁板的处理方法，其特征在于，所述对仿真结果进行分析，包括：

利用有限元软件中的屈曲模块进行屈曲分析，得到屈曲分析结果。

4.根据权利要求3所述的大曲率飞机壁板的处理方法，其特征在于，还包括：

根据屈曲分析结果对大曲率壁板的结构参数进行优化。

5.根据权利要求4所述的大曲率飞机壁板的处理方法，其特征在于，所述对大曲率壁板的优化包括以下一项或多项：对划分的板元增加厚度，在大曲率壁板的整体结构上增加筋条。