CN112699480A - 一种动翼面接头布置分析方法 - Google Patents

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韩思聪
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Abstract

本发明涉及结构强度分析技术领域，特别是一种动翼面接头布置分析方法。该方法包括：确定机翼非线性大变形引起的接头载荷对接头总载荷的占比；若占比大于预设阀值，则考虑机翼主翼面大非线性变形因素来布置悬挂接头；对已布置悬挂接头的机翼进行有限元静力求解，验证是否满足机翼应力应变要求；若占比小于或等于预设阈值，则考虑动翼面自身载荷因素来布置悬挂接头；对已布置悬挂接头的动翼面进行有限元静力求解，验证是否满足动翼面自身应力应变要求。

Description

一种动翼面接头布置分析方法
技术领域
本发明涉及结构强度分析技术领域，特别是一种动翼面接头布置分析方法。
背景技术
机翼翼尖结构刚度低，在较大载荷作用下机翼翼尖产生较大的非线性变形，这赋予多接头动翼面结构额外附加内力，因此动翼面接头位置布置极为重要.以前动翼面接头布置主要依据主翼面结构布置,进行多种方案的简单对比,不能从中得出最佳接头布置,本文通过设置自适应函数进行接头位置优化,得到结构最优化位置参数。
发明内容
发明目的：针对主翼面大非线性变形、动翼面自身载荷分配不均布置多悬挂接头，使机翼赋予动翼面接头载荷最小，并于动翼面自身载荷下进一步进行接头优化布置，最终形成较优的接头布置方案，有效对结构进行减重。
技术方案：
一种动翼面接头布置分析方法，包括：
确定机翼非线性大变形引起的接头载荷对接头总载荷的占比；
若占比大于预设阀值，则考虑机翼主翼面大非线性变形因素来布置悬挂接头；对已布置悬挂接头的机翼进行有限元静力求解，验证是否满足机翼应力应变要求；
若占比小于或等于预设阈值，则考虑动翼面自身载荷因素来布置悬挂接头；对已布置悬挂接头的动翼面进行有限元静力求解，验证是否满足动翼面自身应力应变要求。
考虑机翼主翼面大非线性变形因素来布置悬挂接头，包括：
考虑在机翼大载荷作用下机翼大变形带来的几何非线性影响，运用NASTRAN软件对机翼有限元模型进行非线性迭代求解，得到机翼变形图；
基于机翼变形图布置悬挂接头，使相邻悬挂接头的附加载荷差最小化。
基于机翼变形图布置悬挂接头，使相邻悬挂接头的附加载荷差最小化，包括：
对机翼变形图中的变形曲线采用多项式进行近似拟合；
根据拟合多项式，找出临近两接头位移差最小的位置；
考虑机翼实际肋的布置，将接头布置在最靠近自身的肋上。
考虑动翼面自身载荷因素来布置悬挂接头，包括：
将动翼面简化等效为与实际结构展长相同的一根梁元，将动翼面气动载荷等效处理到梁元上；
将动翼面结构的展向、弦向弯曲扭转刚度参数赋予梁元；
以动翼面复材壁板展向应变最小为优化目标，以支点垂向支反力差异应尽量小为约束条件，设置优化问题的适应度函数，支点为接头简化等效的点，其位置即为接头的位置；
通过优化，得到满足约束条件的支点信息集合，集合包括支点位置、对应的支反力差值、对应的梁元变形量。
适应度函数为：
Figure BDA0002869810960000021
式中：
fmax、fmin——支持点的最大、最小的支反力；
fsum——为支持点上的支反力的和；
δmax——梁的最大许可展向变形；
δlim——为设计允许的最大变形。
通过优化，得到满足约束条件的支点信息集合之后，所述方法还包括：
从支点信息集合中，根据已知的动翼面变形量确定支点位置。
所述方法还包括：
若已布置悬挂接头的机翼不满足机翼应力应变要求，或若已布置悬挂接头的动翼面不满足动翼面自身应力应变要求，则增加动翼面的自身刚度。
一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机指令，所述指令被处理器执行时实现上述方法。
有益效果：对机翼主翼面大非线性变形下接头的布置进行接头布置分析；对变化急剧动翼面自身载荷作用下进行接头布置优化。
附图说明
图1为动翼面悬挂结构图；
图2为机翼载荷下变形图；
图3为机翼大非线性变形后动翼面接头位置的示意图；
图4为机翼大非线性变形后接头位置布置图；
图5为动翼面载荷沿展向分布图；
图6为机翼主翼面大变形下接头布置位置的示意图；
图7为动翼面自身载荷下优化结果的示意图；
图8为动翼面自身载荷接头布置结果的的示意图。
具体实施方式
本发明技术方案如下：
已知某大型飞机动翼面，该结构包含机翼主翼面1、动翼面2，动翼面2通过A、B、C、D四组悬挂接头连接在机翼主翼面1上，见图1。
a)求解机翼非线性大变形下悬挂接头位置：
机翼大载荷作用下，考虑机翼大变形带来的几何非线性影响，运用NASTRAN软件进行非线性迭代求解，得到机翼变形图(见图2)，基于变形图得到机翼相对变形(相对A点变形)下动翼面悬挂位置(见图3)；
b)机翼主翼面大非线性变形引起的悬挂接头附加载荷较小化：
(1)机翼主翼面非线性相对变形下曲线AD采用多项式进行近似拟合，坐标系XOY下其拟合方程近似为多项式形式y＝ax3+bx2+cx+d；
(2)若使每个接头附加载荷较小，则临近两点接头位移差值最小，即ΔδAB、ΔδBC、ΔδCD近可能小，见图3；
(3)由图4可知，当B、C两点关于对称轴对称时，ΔδBC接近0，B、C两点由机翼变形引起接头附加载荷最小；且B、C两点尽量远离对称轴，则ΔδAB、ΔδCD尽可能小，相应的A、D两点由机翼变形引起接头附加载荷最小。
c)动翼面自身载荷下悬挂接头载荷最小化：
(1)动翼面载荷沿展向变化呈多项式形式，将动翼面简化为一根梁元，将载荷等效处理到梁元上，见图5；
(2)将连接在展向梁上的多个接头作为直梁的多个支撑点；并将翼面结构的展向、弦向弯曲扭转刚度参数赋予直梁；
(3)以动翼面复材壁板展向应变为优化目标，以支点垂向支反力差异应尽量小为约束条件，设置优化问题的适应度函数，适应度函数见下式：
Figure BDA0002869810960000041
式中：
fmax、fmin——支点的最大、最小的支反力
fsum——为支点上的支反力的和
δmax——梁的最大许可展向变形
δlim——为设计允许的最大变形
通过优化，得到满足约束条件的支点位置，
(4)基于上述优化结果，运动有限元软件NASTRAN进行翼面气动载荷下的应力应变分析，此结果对优化结果进行了良好验证。
d)基于b)、c)两种接头布置结果，最终得到满足机翼主翼面大非线性变形、动翼面自身载荷下的较佳的接头布置结果。
实施例
某型飞机动翼面，采用典型的多支点悬挂形式，机翼主翼面大载荷、动翼面复杂载荷下接头载荷分配不均与为突出难题。
首先在机翼主翼面载荷变形下(动翼面不加载荷)，对机翼主翼面相对变形进行多项式拟合，依据技术方案b)步骤，得到4个支点的布置位置，见图6，其变形附加的约束支反力见表1。
动翼面自身载荷下(不考虑机翼主翼面变形的影响)，基于技术方案b)步骤进行布置点的优化，其优化结果见图7。
结果表明，结构变形和支反力差值为相互矛盾，依据动翼面刚度条件(变形U<25mm)，确定四接头位置，见图8，其自身载荷引起约束支反力见表1。
表1机翼主翼面大变形、动翼面自身载荷下接头支反力
Figure BDA0002869810960000051
表1数据表明，动翼面自身载荷引起的接头支反力为主要因素，机翼主翼面引起的附加支反力为次要因素，因此图8接头布置方案为满足各项要求最佳接头布置方案。

Claims (8)

1.一种动翼面接头布置分析方法，其特征在于，包括：
确定机翼非线性大变形引起的接头载荷对接头总载荷的占比；
若占比大于预设阀值，则考虑机翼主翼面大非线性变形因素来布置悬挂接头；对已布置悬挂接头的机翼进行有限元静力求解，验证是否满足机翼应力应变要求；
若占比小于或等于预设阈值，则考虑动翼面自身载荷因素来布置悬挂接头；对已布置悬挂接头的动翼面进行有限元静力求解，验证是否满足动翼面自身应力应变要求。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，考虑机翼主翼面大非线性变形因素来布置悬挂接头，包括：
考虑在机翼大载荷作用下机翼大变形带来的几何非线性影响，运用NASTRAN软件对机翼有限元模型进行非线性迭代求解，得到机翼变形图；
基于机翼变形图布置悬挂接头，使相邻悬挂接头的附加载荷差最小化。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于机翼变形图布置悬挂接头，使相邻悬挂接头的附加载荷差最小化，包括：
对机翼变形图中的变形曲线采用多项式进行近似拟合；
根据拟合多项式，找出临近两接头位移差最小的位置；
考虑机翼实际肋的布置，将接头布置在最靠近自身的肋上。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，考虑动翼面自身载荷因素来布置悬挂接头，包括：
将动翼面简化等效为与实际结构展长相同的一根梁元，将动翼面气动载荷等效处理到梁元上；
将动翼面结构的展向、弦向弯曲扭转刚度参数赋予梁元；
以动翼面复材壁板展向应变最小为优化目标，以支点垂向支反力差异应尽量小为约束条件，设置优化问题的适应度函数，支点为接头简化等效的点，其位置即为接头的位置；
通过优化，得到满足约束条件的支点信息集合，集合包括支点位置、对应的支反力差值、对应的梁元变形量。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，适应度函数为：
Figure FDA0002869810950000021
式中：
fmax、fmin——支持点的最大、最小的支反力；
fsum——为支持点上的支反力的和；
δmax——梁的最大许可展向变形；
δlim——为设计允许的最大变形。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过优化，得到满足约束条件的支点信息集合之后，所述方法还包括：
从支点信息集合中，根据已知的动翼面变形量确定支点位置。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
若已布置悬挂接头的机翼不满足机翼应力应变要求，或若已布置悬挂接头的动翼面不满足动翼面自身应力应变要求，则增加动翼面的自身刚度。
8.一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机指令，其特征在于，所述指令被处理器执行时实现权利要求1-7任一项所述的方法。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105930616A (zh) * 2016-05-16 2016-09-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法
CN106599486A (zh) * 2016-12-16 2017-04-26 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种建立飞机机翼变形模型的方法
CN109948245A (zh) * 2019-03-18 2019-06-28 东南大学 一种基于iFEM方法及RZT理论的机翼基线动态位置测量方法
CN110803276A (zh) * 2019-12-05 2020-02-18 江西洪都航空工业集团有限责任公司 柔性变形的机翼机构及装配方法
CN111159943A (zh) * 2019-12-25 2020-05-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种动翼面封严结构的屈曲处理方法
CN111159826A (zh) * 2019-12-25 2020-05-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种多支点翼面结构支点位置优化方法及设备

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105930616A (zh) * 2016-05-16 2016-09-07 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法
CN106599486A (zh) * 2016-12-16 2017-04-26 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种建立飞机机翼变形模型的方法
CN109948245A (zh) * 2019-03-18 2019-06-28 东南大学 一种基于iFEM方法及RZT理论的机翼基线动态位置测量方法
CN110803276A (zh) * 2019-12-05 2020-02-18 江西洪都航空工业集团有限责任公司 柔性变形的机翼机构及装配方法
CN111159943A (zh) * 2019-12-25 2020-05-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种动翼面封严结构的屈曲处理方法
CN111159826A (zh) * 2019-12-25 2020-05-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种多支点翼面结构支点位置优化方法及设备

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孙滢: "某型飞机翼身主接头的载荷分配研究", 《贵州工业大学学报(自然科学版)》, no. 05 *
孙滨;林鸿志;谭伟;薛彩军;: "发动机吊挂与机翼连接接头强度分析与试验", 《航空工程进展》, no. 03 *
覃湘桂;徐维民;刘海峰;饶勇刚;: "大变形条件下机翼法向载荷的随动加载技术", 《南京航空航天大学学报》, no. 05 *
韩小进: "大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法", 《科学技术与工程》 *

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