CN112733267A - 一种先进增强结构部件级试验件的设计方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种先进增强结构部件级试验件的设计方法和装置，该方法包括：获取先进增强结构的材料性能，所述先进增强结构包括试验件、增强带和粘胶；确定先进增强结构在飞机上的应用部位，建立各所述应用部位的有限元模型；在各所述应用部位的有限元模型上增加增强带初始模型，根据所述先进增强结构的材料性能，采用有限元分析方法依次确定增强带的长度、宽度和试验件厚度。能增加局部区域的传递路径，减小局部区域的应力水平，提高该区域的疲劳和损伤容限性能，设计加工简单，增重较少。
Description
技术领域
本发明属于飞行器设计技术领域，具体涉及一种先进增强结构部件级试验件的设计方法和装置。
背景技术
飞机整体机加结构能够实现减重10％-30％，同时大大减少手工装配劳动量，装配工序和工作量缩减80％-90％，因此，飞机整体机加结构已经逐步实现在各大主要机型上应用。
由于飞机整体机加结构一旦出现损伤结构会快速扩展破坏,现有技术中通常选择在进行飞机整体机加结构设计时，在飞机整体机加结构上增加增强带，以增强飞机整体机加结构的强度。
但是增加增强带的飞机整体机加结构，存在工艺设计、加工比较复杂的问题，也由于增加了增强带金属结构，导致增重较大。
发明内容
本发明提供一种先进增强结构部件级试验件的设计方法和装置，解决现有的增加了增强带的飞机整体机加结构，存在工艺设计、加工比较复杂、增重较大的问题。
本发明提供一种先进增强结构部件级试验件的设计方法，包括：
获取先进增强结构的材料性能，所述先进增强结构包括试验件、增强带和粘胶；
确定先进增强结构在飞机上的应用部位，建立各所述应用部位的有限元模型；
在各所述应用部位的有限元模型上增加增强带初始模型，根据所述先进增强结构的材料性能，采用有限元分析方法依次确定增强带的长度、宽度和试验件厚度。
可选的，所述获取先进增强结构的材料性能，包括：
获取构成试验件的铝合金材料、构成增强带的复合材料以及，构成粘胶的胶粘剂的材料性能。
可选的，所述获取构成试验件的铝合金材料的材料性能，包括：
对铝合金材料进行力学性能试验。
可选的，所述获取构成增强带的复合材料的材料性能，包括：
对复合材料进行力学性能试验。
可选的，所述获取构成粘胶的胶粘剂的材料性能，包括：
对胶粘剂进行耐久性试验。
可选的，先进增强结构部件级试验件的设计方法还包括：
开展先进增强结构在不同增强带材料下的静强度试验和疲劳试验，确定先进增强结构的表面处理、胶粘剂和复合材料增强带项目组合形式。
可选的，所述在各所述应用部位的有限元模型上增加增强带初始模型，包括：
在各所述应用部位的有限元模型内侧增加一层增强结构单元，并通过弹簧元将增强结构与试验件连接起来。
本发明提供一种先进增强结构部件级试验件的设计装置，包括：
材料性能获取模块，用于获取先进增强结构的材料性能，所述先进增强结构包括试验件、增强带和粘胶；
模型建立模块，用于确定先进增强结构在飞机上的应用部位，建立各所述应用部位的有限元模型；
设计模块，用于在各所述应用部位的有限元模型上增加增强带初始模型，根据所述先进增强结构的材料性能，采用有限元分析方法依次确定增强带的长度、宽度和试验件厚度。
本发明提供一种先进增强结构部件级试验件的设计方法和装置，本发明提供的选择性增强结构是复合材料胶接金属材料的结构形式，该结构针对飞机整体机加结构，在飞机设计之初按照飞机整体机加结构预期的服役模式、载荷特点、应力水平等因素来选择和应用的，在飞机整体机加结构薄弱部位，特别是高应力区域的结构选择应用选择性增强结构，能增加局部区域的传递路径，减小局部区域的应力水平，提高该区域的疲劳和损伤容限性能。
附图说明
图1是本发明提供的先进增强结构部件级试验件的设计方法的流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的先进增强结构部件级试验件的设计方法进行详细解释说明。
图1是本发明提供的先进增强结构部件级试验件的设计方法的流程示意图，如图1所示，本发明提供的先进增强结构部件级试验件的设计方法，包括：
步骤一：先进增强结构材料性能测试试验：
开展先进增强结构材料性能测试试验研究，是先进增强结构试验件设计的重要基础，按照先进增强结构特点，需要测试的材料包括铝合金材料、复合材料和胶粘剂等，主要包括的试验有金属材料的力学性能、复合材料力学性能试验和胶粘剂耐久性试验，通过开展材料的性能试验确定各材料的性能参数，为后面先进增强结构有限元仿真分析提供支撑。
按照增强带产品性能指标，通过增强带力学性能验证试验，确定选择性增强结构碳纤维增强带力学性能参数，所确定的增强带性能参数(详见表1)，为选择性增强结构有限元分析模型提供参数。
通过开展胶粘剂查阅相关文献资料，确定胶粘剂J150胶膜的弹性模量，剪切模量、泊松比等，按照X Zhang的《Fail-safe design of integral metallic aircraftstructures reinforced by bonded crack retarders》方法确定弹簧元刚度系数，通过开展胶粘剂剪切模量测试试验和拉伸剪切强度测试，为有限元模型建立提供模型参数，同时引用弹簧元单元模拟胶接作用，剪切强度作为弹簧元线性阈值。
开展先进增强结构在不同增强带材料(碳/环氧树脂复合材料、玻/环氧树脂复合材料)下的静强度试验和疲劳试验，确定先进增强结构的表面处理(由于金属表面比较光滑，需要进行表面处理，以增加表面附着力)、胶粘剂和复合材料增强带项目组合的性能，确定最优组合形式。
表1 7050铝合金、300型碳纤维预浸料和J150材料属性
步骤二：飞机应用部位结构和载荷分析
按照飞机的服役使用情况，从服役环境和维护维修情况等方面选取环境良好且易疲劳破坏等部位为飞机使用先进增强结构的部位，开展飞机应用部位的结构和载荷分析，确定结构部位的载荷传递路线、载荷大小和结构分布等，为后面先进增强结构部件试验件的设计简化和论证提供支撑。
下面以飞机的机身机翼接头框立柱框结构作为选择性增强结构应用部位为实例，分析在典型工况下飞机的应力分布和载荷传递情况。
在机身机翼接头框立柱框结构有限元分析的基础上，对水陆两栖飞机机身机翼接头结构进行简化缩比，形成选择性增强结构部件级试验件，通过有限元模型建立部件试验件模型，同时按照飞机在计算分析部件试验件的载荷大小，确保部件试验件的应力分布和应力大小与飞机机身机翼连接结构的一致。
简化设计飞机结构，同时确定部件试验件的载荷大小，确保试验件的应力分布与飞机结构一致。通过调节两个加载点载荷，试验件内缘条的应力分布与原全机有限元模型的分布和大小大致相同。确定了试验件两个载荷大小。
步骤三：先进增强结构部件级试验件设计：
按照试验件受载特点，将增强结构应用于部件内侧，在试验件内缘条内侧增加了一层增强结构单元，并通过弹簧元将增强结构与金属基材连接起来。增强结构与金属板之间胶层采用“弹簧元”来模拟。
合理设计选择性增强结构，实现选择性增强结构在飞机结构上应用的减重、增加局部区域的传递路径、减小局部区域的应力水平、提高该区域的疲劳和损伤容限性能的多重目标，针对增强带的长度、宽度和机身机翼结构材料厚度进行计算分析，确定选择性增强结构的最优设计。
a)讨论增强带长度对选择性增强结构应力分布影响，采取从试验件上端单向减少尺寸、从模拟试验件下端单向减少尺寸和从模拟试验件上下端两端双向减少尺寸的形式来对比分析增强带长度对于选择性增强结构的应力分布影响，按照每次减少100mm逐次梯减，最终确定双向减少尺寸的方式最适用于选择性增强结构，确定的选择性增强结构增强带的长度为500mm。
b)讨论增强带宽度对选择性增强结构应力分布影响，采取从试验件两测双向减少宽度尺寸、按照每次5mm的宽度依次减少，最终确定增强带宽度为45mm。
c)讨论铝合金材料厚度对先进增强结构应力分布的影响，以试验件初始厚度为依据，按照每次4mm的厚度依次减少，最终确定铝合金材料的厚度10mm，增强带的厚度为1.2mm，即选择性增强结构增强带12层。
本发明按照先进增强结构材料性能测试试验、飞机应用部位结构和载荷分析、先进增强结构部件级试验件设计等内容，依次确定先进增强结构的材料性能参数，飞机应用部位的传载路径和应力分布，简化设计形成部件试验件，讨论先进增强结构增强带结构、大小、厚度、宽度等方面确定了先进增强结构部件试验件，形成了先进增强结构部件试验件设计方法。
本发明提供的选择性增强结构是复合材料胶接金属材料的结构形式，该结构针对飞机整体机加结构，在飞机设计之初按照飞机整体机加结构预期的服役模式、载荷特点、应力水平等因素来选择和应用的，在飞机整体机加结构薄弱部位，特别是高应力区域的结构选择应用选择性增强结构，能增加局部区域的传递路径，减小局部区域的应力水平，提高该区域的疲劳和损伤容限性能。
飞机整体结构主要用于飞机机身、机翼、地板和油箱等重要部位，即是构成飞机气动外形的重要组成部分，同时也是飞机结构的主要承力结构，整体结构的典型剖面形状有工形、Z形和┴形，选择性增强结构主要运用飞机整体机加结构中承力结构或者结构薄弱部位，通过桥联作用，进行局部加强，参与结构承担载荷，可显著抑制疲劳裂纹的扩展，可大幅度提高飞机整体结构的使用寿命。
本发明按照先进增强结构金属-复合材料结构特点和飞机整体结构特点，开展先进增强结构试验件设计，通过采用试验和仿真分析等手段确定先进增强结构部件级试验件大小、尺寸、结构形式等，从而形成先进增强结构部件级试验件设计方法。
本发明提供的先进增强结构部件级试验件设计主要是计算分析飞机整体结构的应力分布情况和应力大小，确定整体结构部位使用先进增强结构形式的位置和结构，其次按照先进增强结构复合材料胶接金属基材的结构形式，通过有限元分析手段，确定复合材料增强带的大小尺寸，结构形式等，使得先进增强结构的增强效果最佳，增加飞机使用部位的传递路径，减小局部区域的应力水平，提高该区域的疲劳和损伤容限性能。
本发明提供的先进增强结构部件级试验件设计方法是先进增强结构在飞机上应用的基础，通过开展先进增强结构部件级试验件设计，全面了解先进增强结构在应用过程中应用部位选取、载荷的分析、试验件简化论证分析等，形成了先进增强结构部件级试验件设计方法。对于推进先进增强结构在飞机的工程化应用进度，延长飞机检修间隔及寿命，提高安全性及经济性；减轻飞机构件的重量，具体如下：
1、先进增强结构能有效弥补飞机整体结构的不足，一旦出现初始损伤飞机整体结构会快速破坏的情况，开展先进增强结构试验件设计能全面呈现先进增强结构在工程应用过程中的问题和注意事项，加快推进结构在飞机的工程化应用进度，能有效降低飞机结构重量，减少飞机服役油耗，节约成本。
2、开展先进增强结构试验件设计，形成设计方法，并能有效验证验证先进增强结构在飞机上使用的各项性能，确定检修间隔及寿命，减少更换和维修的成本，可以节约大量的经费。先进增强结构涂层防护设计验证方法，快速确定先进增强涂构的涂层体系，形成先进增强结构防护体系的环境综合评估分析验证方法，有效提高先进增强结构的海洋环境适应性能力，加快推进先进增强结构在海洋使用型飞机的工程化应用。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种先进增强结构部件级试验件的设计方法，其特征在于，包括：
获取先进增强结构的材料性能，所述先进增强结构包括试验件、增强带和粘胶；
确定先进增强结构在飞机上的应用部位，建立各所述应用部位的有限元模型；
在各所述应用部位的有限元模型上增加增强带初始模型，根据所述先进增强结构的材料性能，采用有限元分析方法依次确定增强带的长度、宽度和试验件厚度。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取先进增强结构的材料性能，包括：
获取构成试验件的铝合金材料、构成增强带的复合材料以及，构成粘胶的胶粘剂的材料性能。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述获取构成试验件的铝合金材料的材料性能，包括：
对铝合金材料进行力学性能试验。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述获取构成增强带的复合材料的材料性能，包括：
对复合材料进行力学性能试验。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述获取构成粘胶的胶粘剂的材料性能，包括：
对胶粘剂进行耐久性试验。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
开展先进增强结构在不同增强带材料下的静强度试验和疲劳试验，确定先进增强结构的表面处理、胶粘剂和复合材料增强带项目组合形式。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述在各所述应用部位的有限元模型上增加增强带初始模型，包括：
在各所述应用部位的有限元模型内侧增加一层增强结构单元，并通过弹簧元将增强结构与试验件连接起来。
8.一种先进增强结构部件级试验件的设计装置，其特征在于，包括：
材料性能获取模块，用于获取先进增强结构的材料性能，所述先进增强结构包括试验件、增强带和粘胶；
模型建立模块，用于确定先进增强结构在飞机上的应用部位，建立各所述应用部位的有限元模型；
设计模块，用于在各所述应用部位的有限元模型上增加增强带初始模型，根据所述先进增强结构的材料性能，采用有限元分析方法依次确定增强带的长度、宽度和试验件厚度。
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|---|---|
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114112352A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-03-01 | 中国直升机设计研究所 | 一种尾起缓冲支柱接头疲劳试验方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107103138A (zh) * | 2017-04-25 | 2017-08-29 | 广东工业大学 | 一种激光喷丸变刚度轻量化方法 |
| CN109710982A (zh) * | 2018-12-04 | 2019-05-03 | 中国特种飞行器研究所 | 基于有限元模拟分析的部件级模拟试验件设计验证方法 |
| CN111114821A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-05-08 | 中国特种飞行器研究所 | 一种先进增强结构的结构处理方法 |
-
2020
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107103138A (zh) * | 2017-04-25 | 2017-08-29 | 广东工业大学 | 一种激光喷丸变刚度轻量化方法 |
| US20190042680A1 (en) * | 2017-04-25 | 2019-02-07 | Guangdong University Of Technology | Method for rigidity enhancement and weight reduction using laser peening |
| CN109710982A (zh) * | 2018-12-04 | 2019-05-03 | 中国特种飞行器研究所 | 基于有限元模拟分析的部件级模拟试验件设计验证方法 |
| CN111114821A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-05-08 | 中国特种飞行器研究所 | 一种先进增强结构的结构处理方法 |
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| 李元章等: "基于积木式的飞艇桁架式复合材料龙骨结构验证方法", 《复合材料科学与工程》 * |
| 杨晓东等: "民机复合材料层压板强度许用值的渐进失效模拟方法研究", 《机械设计与制造工程》 * |
| 穆志韬等: "含中心裂纹铝合金厚板复合材料补片胶接结构应力强度因子有限元分析", 《玻璃钢/复合材料》 * |
| 高鹏飞等: "机翼盒段连接结构疲劳性能影响因素及有限元分析", 《航空制造技术》 * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114112352A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-03-01 | 中国直升机设计研究所 | 一种尾起缓冲支柱接头疲劳试验方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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Application publication date: 20210430 |