CN113673023A - 一种飞机复杂块体结构疲劳载荷谱确定方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞机复杂块体结构疲劳载荷谱确定方法，在复杂块体结构三维实体细节有限元模型的表面，用位于上述棱边上的三维实体单元节点创建多个连续的杆单元；将复杂块体结构细节有限元模型嵌入飞机总体有限元模型，分别向飞机总体有限元模型施加飞机各使用状态下的设计载荷，计算获得飞机各使用状态下的复杂块体结构表面棱边上所有杆单元应力，形成该复杂块体结构的疲劳载荷谱。

Description

一种飞机复杂块体结构疲劳载荷谱确定方法
技术领域
本发明属于飞机设计中的疲劳分析相关技术，进一步是一种飞机复杂块体结构疲劳危险部位及其疲劳载荷谱的确定。
背景技术
在飞机结构设计中，为满足承载要求，需要采用一些复杂块体接头结构，其结构特点：1)通过多个耳片与周围结构进行连接，除耳片外，其他部位都为非典型结构，无法通过工程方法获取细节应力，需要建立细节有限元三维实体模型进行应力分析；2)疲劳危险部位较多，包括：台阶、开口、过渡圆角等，，分析工作量大；3)对于其中任意一个疲劳危险部位，在不同飞机使用情况下，例如：地面滑跑情况、爬升情况、巡航情况、着陆撞击情况等，有限元三维实体单元最大主应力方向不一致。不便于组成飞机在整个飞行过程中，疲劳危险部位的载荷时间历程，也称作载荷谱。例如：机身与机翼连接接头结构、机身与起落架连接接头结构都是一种复杂块体结构。
众所周知，在不断变化的载荷作用下，结构会发生疲劳失效破坏。在飞机设计过程中，为确定结构疲劳寿命，需要对所有疲劳危险部位、疲劳薄弱部位，主要为台阶、开口、过渡圆角等，进行疲劳分析。而疲劳分析核心工作为：建立疲劳危险部位载荷谱，也就是对飞机在整个飞行过程中，所受的载荷时间历程的确定。
对于复杂块体结构，耳片疲劳分析方法较为成熟。而对于耳片除外的其他非典型结构，任意一个疲劳危险部位，在不同使用情况下，有限元三维实体单元应力最大主应力方向不一致，无法通过直接提取各个使用情况下疲劳危险部位有限元三维实体单元最大主应力进行组谱分析。现用解决方法为：1)首先提取所有使用情况下，该疲劳危险部位有限元三维实体单元最大主应力，比较确定最大值，记录对应应力方向(定义为：参考方向)；2)将所有使用情况下疲劳危险部位有限元三维实体单元最大主应力向参考方向进行投影，获得在参考方向上的应力值；3)将各个使用情况下投影后的单元最大主应力进行组谱分析，形成该危险部位载荷谱。
现有解决方法存在问题：将所有使用情况下疲劳危险部位有限元三维实体单元应力向参考方向进行投影，需要建立大量局部坐标，涉及大量坐标变换工作，工作量大，不便于进行批量编程处理。该方法不适合飞机设计过程中，多轮次结构优化减重分析工作。
发明内容
本申请的目的在于提供一种飞机复杂块体结构疲劳疲劳载荷谱的确定方法，便于进行批量编程处理，以满足型号研制时该类结构疲劳强度评估的需要。
一种飞机复杂块体结构疲劳载荷谱确定方法，已知飞机的设计数模，该设计数模包含所述复杂块体结构的设计数模、飞机总体有限元模型和飞机各使用状态下的设计载荷，所述的复杂块体结构表面含有许多棱边，其特征在于包含以下内容：1)依据飞机复杂块体结构的设计数模建立复杂块体结构三维实体细节有限元模型；2)在复杂块体结构三维实体细节有限元模型的表面，用位于上述棱边上的三维实体单元节点创建多个连续的杆单元；3)将2)中复杂块体结构细节有限元模型嵌入飞机总体有限元模型，分别向飞机总体有限元模型施加飞机各使用状态下的设计载荷，计算获得飞机各使用状态下的复杂块体结构表面棱边上所有杆单元应力；4)重复步骤2)和步骤3)，计算获得复杂块体结构的每一个棱边上所有杆单元应力，形成该复杂块体结构的疲劳载荷谱。
本发明的优点是：1)在复杂块体结构表面棱边借用已有三维实体单元节点增加杆单元，由于杆单元仅承受轴力，在飞机各使用状态下，应力方向一致，便于快速形成应力谱。2)引入杆单元方法简单操作方便，可借用已有三维实体单元节点进行设置。3)杆单元属性设置时，材料与复杂块体结构相同，设置截面面积不大于0.001mm2，杆单元的引入，不改变复杂块体结构刚度，不影响真实复杂块体结构传载路径。
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是一个飞机复杂块体结构示意图。
图2是基于有限元模型在复杂块体结构的棱边引入杆单元示意图。
图3含杆单元的复杂块体结构细节有限元模型与飞机总体有限元模型示意图。
图4是复杂块体结构耳片根部棱边区疲劳载荷示意图。
图中编号说明：1复杂块体结构、2棱边、3复杂块体结构细节有限元模型、4节点、5杆单元、6飞机总体有限元模型、7复杂块体结构耳片根部弧形区棱边疲劳载荷曲线。
具体实施方式
参见附图，图1提供一个飞机复杂块体结构示意，该复杂块体结构1是飞机机身与起落架的连接接头，如图所示，在复杂块体结构1上有多个需要进行疲劳载荷分析的棱边2，疲劳分析中，复杂块体结构疲劳危险部位全部位于其表面棱边处，本实施例以复杂块体结构耳片根部弧形区棱边2为例依据本申请提供的方法进行疲劳载荷谱的确定。
首先，依据飞机复杂块体结构的设计数模建立该复杂块体结构2的三维实体细节有限元模型3，然后在复杂块体结构三维实体细节有限元模型3的表面，用位于上述棱边2上的三维实体单元节点4创建多个连续的杆单元5，两个节点4之间为一个杆单元5，设定该杆单元5的材料与复杂块体结构2的材料相同，且杆单元的截面面积不大于0.001mm2，这样做的有益效果在于，疲劳分析时，该杆单元不改变复杂块体的结构刚度，不影响复杂块体结构1的真实传载路径；再将上述复杂块体结构细节有限元模型3嵌入飞机总体有限元模型6中，如图3所示，分别向飞机总体有限元模型施加飞机各使用状态下的设计载荷，计算获得飞机各使用状态下的复杂块体结构耳片根本弧形区表面棱边2上所有杆单元5的应力，组建应力谱，形成以时间历程为横轴，以应力值为纵轴的复杂块体结构耳片根部弧形区棱边疲劳载荷曲线7，如图4所示；同理，重复上述步骤，计算获得该复杂块体结构的每一个棱边上所有杆单元应力，形成该复杂块体结构的疲劳载荷谱。

Claims (3)

1.一种飞机复杂块体结构疲劳载荷谱确定方法，已知飞机的设计数模，该设计数模包含所述复杂块体结构的设计数模、飞机总体有限元模型和飞机各使用状态下的设计载荷，所述的复杂块体结构表面含有许多棱边，其特征在于包含以下内容：1)依据飞机复杂块体结构的设计数模建立复杂块体结构三维实体细节有限元模型；2)在复杂块体结构三维实体细节有限元模型的表面，用位于上述棱边上的三维实体单元节点创建多个连续的杆单元；3)将2)中复杂块体结构细节有限元模型嵌入飞机总体有限元模型，分别向飞机总体有限元模型施加飞机各使用状态下的设计载荷，计算获得飞机各使用状态下的复杂块体结构表面棱边上所有杆单元应力；4)重复步骤2)和步骤3)，计算获得复杂块体结构的每一个棱边上所有杆单元应力，形成该复杂块体结构的疲劳载荷谱。
2.如权利要求1所述的飞机复杂块体结构疲劳载荷谱确定方法，其特征在于，在步骤2)中，上述杆单元的材料与复杂块体结构相同。
3.如权利要求1或2所述的飞机复杂块体结构疲劳载荷谱确定方法，其特征在于，在步骤2)中，设置杆单元的截面面积不大于0.001mm2。
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