CN113378293B - 一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法 - Google Patents
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Abstract
一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法，将机翼翼盒抽象为工程梁，机翼翼盒的根部和机翼翼盒的翼尖为工程梁的两端，在工程梁上指定位置点对应机翼翼盒的一个结构部位；选择出每个指定位置点在不同工况下的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，将极限剪力、极限弯矩和极限扭矩分别加载到指定位置点进行有限元分析，计算得到每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力；通过每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力计算出每个指定位置点的极限主应力；将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。
Description
技术领域
本发明涉及飞机的载荷设计领域，具体是一种通过结构载荷--应力包线快速筛选确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的方法。
背景技术
飞机机翼翼盒载荷设计严重情况是指所有能导致结构严重受载的情况，通常是指飞机机翼翼盒指定位置极限主应力对应的计算情况。
目前，行业内普遍使用的载荷设计严重情况或称临界载荷设计情况筛选方法是载荷包线法。就机翼而言，实际结构很复杂，但是其主要承力、传力结构是翼盒。翼盒用工程梁理论近似，其弯曲刚度、扭转刚度沿机翼展向变化。对于海量的设计情况，计算每个情况的梁剪力、弯矩和扭矩，沿机翼展向各计算站位分别按照剪力、弯矩和扭矩单力素进行其最大、最小值进行比较挑选，就可以得到载荷单值包线。再按照载荷单值包线对应的计算情况分别进行加载，得到各个情况下的飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。
现有技术存在问题：
1.将机翼等结构简化为抽象的工程梁，丢失了结构部、组件固有的传力路径和特性，为获得结构部、组件内力，需要再进行具体结构传力受力分析和内力计算，然后才能进行应力计算和强度校核，即工程梁载荷和结构局部应力计算之间脱节，不能用结构应力进行临界载荷设计情况筛选。
2.对接头、传递集中大载荷的结构部、组件等不能提供载荷。
3.当结构内部有增压或燃油载荷时，载荷包线法不适用。
4.未将不同阶段的结构有限元模型应用到临界载荷设计工况筛选方法中。
发明内容
本申请的目的在于提出一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法,该方法基于工程梁和结构有限元结合,对飞机结构载荷--应力包线快速筛选，解决海量的载荷设计数据和结构强度计算分析能力受限的矛盾。
一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法，已知该机翼翼盒的设计数模，已知机翼翼盒各结构部位在不同工况下的剪力、弯矩和扭矩，其特征在于包含以下内容：1)将机翼翼盒抽象为工程梁，机翼翼盒的根部和机翼翼盒的翼尖为工程梁的两端，在工程梁上设有多个指定位置点，每个指定位置点对应机翼翼盒的一个结构部位；2)根据机翼翼盒的设计数模获得工程梁上各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度以及各指定位置点的截面；3)选择出每个指定位置点在不同工况下的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，将极限剪力、极限弯矩和极限扭矩分别加载到指定位置点进行有限元分析，计算得到每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力；4)通过每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力计算出每个指定位置点的极限主应力；5)将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。
在上述步骤3)中计算每个指定位置点的极限剪应力和极限扭曲应力的具体做法如下：首先分别对工程梁上的每一个指定位置点，施加该指定位置点对应的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，通过力等效和功互等原则，分别将每一个指定位置点的极限剪力、极限弯矩等效到工程梁端头，计算获得每一个指定位置点的剩余极限剪力、极限扭矩和工程梁端头的极限剪力和等效极限弯矩，通过每一个指定位置点的剩余剪力以及每一个指定位置点的截面，计算得到每一个指定位置点的极限剪应力，通过工程梁端头的极限弯矩以及工程梁端头的截面，计算得到该指定位置点的等效极限弯曲应力，通过每一个指定位置点的极限扭矩以及每一个指定位置点的截面，计算得到该指定位置点的极限扭曲应力。
在上述步骤5)中，将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况，具体做法为：将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，判断每个指定位置点的极限主应力是否超出现有的强度设计水平，如果指定位置点的极限主应力未超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度，则将指定位置点的极限主应力作为载荷设计的严重情况，如超出，则需对该指定点结构进行重新设计和重新计算，直至指定位置点的极限主应力不超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度。
本发明的有益效果在于:1)将机翼翼盒简化为梁单元，采用有限元模型将机翼翼盒的各结构部位简化为工程梁上的指定位置点进行计算，计算数目大为减少，并且要计算的结构影响系数矩阵大大减少，结构分析工作量骤减。2)采用此法，可以直接计算具体结构部位的应力，具有很高的载荷、强度分析计算效率，精度也足够满足要求。3)该方法的适用范围是工程梁模型和结构有限元模型结合的的情况，可以大幅提高结构设计效率和成功率。
以下结合实施例附图对本申请做进一步详细描述。
附图说明
图1是飞机机翼翼盒结构布置示意图。
图2是飞机机翼载荷计算工程梁简化示意图。
图3和图4是飞机机翼工程梁切面载荷等效分解示意图。
图中编号说明：1翼根、2翼尖、3结构部位、4机翼翼盒、5工程梁、6指定位置点。
具体实施方式
参见附图。本申请提出的飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法适用于工程梁模型和结构有限元模型结合的情况。如图1所示，已知该机翼翼盒4的设计数模，已知机翼翼盒4各结构部位3在不同工况下的剪力、弯矩和扭矩。确定机翼翼盒4载荷设计严重情况的具体步骤为：
首先将机翼翼盒抽象为工程梁5，如图2所示，机翼翼盒4的根部位置翼根1和机翼翼盒4的翼尖2为工程梁5的两端，在工程梁5上设有多个指定位置点6，每个指定位置点6对应机翼翼盒的一个结构部位3；
根据机翼翼盒4的设计数模获得工程梁5上各指定位置点6的弯曲刚度和扭转刚度并沿机翼展向变化以及各指定位置点的截面；工程梁的弯曲刚度E I、扭转刚度GJ由理论计算及试验相结合方法获得，此项工作难度大，但必须进行。
将机翼翼盒上离散的极限质量力和极限气动力,沿机翼展向参考轴从翼尖到翼根方向计算站位进行积分，得出每个指定位置点6在不同工况下的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，将极限剪力、极限弯矩和极限扭矩分别加载到指定位置点6进行有限元分析，计算得到每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力；
参考图3，机翼简化工程梁的端头2为点A，工程梁某个指定位置点3为点B，在B点作用有极限剪力Q、极限弯矩M和极限扭矩T。
对B点的极限剪力Q进行分解，将极限剪力Q分解为Q1和Q2，其中Q2作用在B点，剩余部分Q1作用在A点，将极限弯矩M等效为A点的等效弯矩M2。分解满足方程：
Q1+Q2＝Q
M2+Q2·Δ1＝M
通过力等效和功互等，将极限剪力Q、极限弯矩M等效为工程梁端头处的等效弯矩M2、剪力Q2和原来指定位置点B作用的剩余剪力Q1。这样处理后，要分析机翼工程梁端头处A点切面邻域内具体结构部位的应力，工程梁模型结合有限元模型，模拟内载荷传递路径，只须施加图4所示力系，即可计算得到每个指定位置点6的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力；通过每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力计算出每个指定位置点的极限主应力。
下一步，对预计的结构部位，应用力的叠加法和结构影响系数法进行分开计算，方法如下：
假设机翼翼盒工程梁模型上有n个结构部位，每个结构部位的指定位置点作用的载荷用Pij表示，i＝1,2,3,4,5,6；j＝1,2,…，n；i＝1,2,3表示力的3个分量，i＝4,5,6表示矩的3个分量。
假设在每个结构部位的指定位置点分别作用单独单位极限剪力和极限单位弯矩和极限单位扭矩(Pj)，进行6个工况的结构有限元分析，得到n×6个预计结构部位的极限单位剪应力、极限单位弯曲应力和极限单位扭曲应力，用矩阵Cj表示，它有n行6列，Cj称为结构影响系数。运用力的叠加法，预计的n个结构部位的极限主应力为：
再将工程梁5上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。
首先将工程梁5上每个指定位置点6的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，判断每个指定位置点的极限主应力是否超出现有的强度设计水平，如果指定位置点的极限主应力未超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度，则将指定位置点的极限主应力作为载荷设计的严重情况，如超出，则需对该指定点结构进行重新设计和重新计算，直至指定位置点的极限主应力不超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度。
结构影响系数矩阵计算工作量不小，但可以承受，它可以由结构分析程序单独计算，形成一个数据文件供载荷计算程序调用。
载荷计算程序只须计算每个载荷工况的结构部位指定位置点处的载荷，再运用上式就可以得出预计结构部位的应力，然后可以计算主应力或强度条件进行载荷设计严重情况筛选。
在计算每个指定位置点的极限剪应力和极限扭曲应力时，具体做法如下：首先分别对工程梁上的每一个指定位置点，施加该指定位置点对应的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，通过力等效和功互等原则，分别将每一个指定位置点的极限剪力、极限弯矩等效到工程梁端头，计算获得每一个指定位置点的剩余极限剪力、极限扭矩和工程梁端头的极限剪力和等效极限弯矩，通过每一个指定位置点的剩余剪力以及每一个指定位置点的截面，计算得到每一个指定位置点的极限剪应力，通过工程梁端头的极限弯矩以及工程梁端头的截面，计算得到该指定位置点的等效极限弯曲应力，通过每一个指定位置点的极限扭矩以及每一个指定位置点的截面，计算得到该指定位置点的极限扭曲应力。
通过每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力计算出每个指定位置点的极限主应力；
将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。
将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况，具体做法为：将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，判断每个指定位置点的极限主应力是否超出现有的强度设计水平，如果指定位置点的极限主应力未超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度，则将指定位置点的极限主应力作为载荷设计的严重情况，如超出，则需对该指定点结构进行重新设计和重新计算，直至指定位置点的极限主应力不超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度。
这种方法适用于静定及静不定结构，适合各种载荷情况，但对预计的结构部位选取要求较高，必须有足够的工程经验。若增大预计的结构部位数，计算量会增大。
由以上对比分析，可得出以下结论：
通过有限元模型n个载荷作用点简化工程梁上的结构部位计算为止，数目大为减少，并且要计算的结构影响系数矩阵大大减少，结构分析工作量骤减。
梁模型结合有限元模型，采用此法，可以直接计算具体结构部位的应力，具有很高的载荷、强度分析计算效率，精度也足够满足要求。
由以上结论可见,基于结构载荷--应力包线快速筛选法的飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法通过应用力等效和功等效原理，结合了工程梁模型和有限元模型各自优点，可供载荷计算和结构强度分析使用，大幅提高了结构设计效率和成功率。
Claims (3)
1.一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法，已知该机翼翼盒的设计数模，已知机翼翼盒各结构部位在不同工况下的剪力、弯矩和扭矩，其特征在于包含以下内容：1)将机翼翼盒抽象为工程梁，机翼翼盒的根部和机翼翼盒的翼尖为工程梁的两端，在工程梁上设有多个指定位置点，每个指定位置点对应机翼翼盒的一个结构部位；2)根据机翼翼盒的设计数模获得工程梁上各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度以及各指定位置点的截面；3)选择出每个指定位置点在不同工况下的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，将极限剪力、极限弯矩和极限扭矩分别加载到指定位置点进行有限元分析，计算得到每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力；4)通过每个指定位置点的极限剪应力、极限弯曲应力和极限扭曲应力计算出每个指定位置点的极限主应力；5)将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况。
2.如权利要求1所述的飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法，其特征在于，在步骤3)中计算每个指定位置点的极限剪应力和极限扭曲应力的具体做法如下：首先分别对工程梁上的每一个指定位置点，施加该指定位置点对应的极限剪力、极限弯矩和极限扭矩，通过力等效和功互等原则，分别将每一个指定位置点的极限剪力、极限弯矩等效到工程梁端头，计算获得每一个指定位置点的剩余极限剪力、极限扭矩和工程梁端头的极限剪力和等效极限弯矩，通过每一个指定位置点的剩余剪力以及每一个指定位置点的截面，计算得到每一个指定位置点的极限剪应力，通过工程梁端头的极限弯矩以及工程梁端头的截面，计算得到该指定位置点的等效极限弯曲应力，通过每一个指定位置点的极限扭矩以及每一个指定位置点的截面，计算得到该指定位置点的极限扭曲应力。
3.如权利要求1所述的飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法，其特征在于，在步骤5)中，将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，确定飞机机翼翼盒载荷设计严重情况，具体做法为：将工程梁上每个指定位置点的极限主应力和各指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度进行对比分析，判断每个指定位置点的极限主应力是否超出现有的强度设计水平，如果指定位置点的极限主应力未超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度，则将指定位置点的极限主应力作为载荷设计的严重情况，如超出，则需对该指定位置点结构进行重新设计和重新计算，直至指定位置点的极限主应力不超出指定位置点的弯曲刚度和扭转刚度。
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