CN113704873B - 一种复合材料整体进气道稳定性分析方法 - Google Patents

一种复合材料整体进气道稳定性分析方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113704873B
CN113704873B CN202110886186.5A CN202110886186A CN113704873B CN 113704873 B CN113704873 B CN 113704873B CN 202110886186 A CN202110886186 A CN 202110886186A CN 113704873 B CN113704873 B CN 113704873B
Authority
CN
China
Prior art keywords
air inlet
composite material
stability
inlet channel
analysis
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110886186.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113704873A (zh
Inventor
杜玉梅
于鹏
周翌勋
何刚
尚晋
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Original Assignee
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC filed Critical Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority to CN202110886186.5A priority Critical patent/CN113704873B/zh
Publication of CN113704873A publication Critical patent/CN113704873A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113704873B publication Critical patent/CN113704873B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/14—Pipes
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/26—Composites
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本申请属于飞机设计强度领域，特别涉及一种复合材料整体进气道稳定性分析方法。包括：步骤一、构建复合材料整体进气道的有限元模型，所述限元模型包括进气道模型以及与进气道连接的承力构件模型；步骤二、确定所述有限元模型的分析参数；步骤三、通过线性屈曲分析确定所述复合材料整体进气道稳定性分析的关注部位；步骤四、根据非线性分析得到的载荷‑应变关系确定所述关注部位的失稳临界载荷。本申请可以有效改善基于线性理论的传统工程方法误差较大的缺陷，真实模拟复合材料整体进气道结构失稳的非线性力学行为，准确确定结构失稳部位以及结构失稳临界载荷，误差小，能够满足工程应用的要求。

Description

一种复合材料整体进气道稳定性分析方法
技术领域
本申请属于飞机设计强度领域，特别涉及一种复合材料整体进气道稳定性分析方法。
背景技术
新一代军用飞机为了满足高隐身要求，降低雷达散射面积，进气道通常内埋于机身，型面比较复杂；为减少连接关系，通常采用复合材料整体厚蒙皮稀加筋结构。进气道作为复杂曲率曲面结构在面外载荷(压力或吸力)作用下的稳定性问题十分突出，是近现代力学研究领域中最重要的基本研究方向之一，至今尚未得到令人满意的结果。
目前，各种设计手册中给出的壳体或曲板稳定性工程计算方法普遍基于经典线性理论。实践表明，对于复杂曲率壳体结构的稳定性问题，线性理论与试验结果之间存在着不可忽视的差异，线性理论预测的结构失稳临界载荷通常大于试验值2～3倍。因此，采用现有的工程计算方法进行进气道稳定性分析误差较大，存在设计风险。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种复合材料整体进气道稳定性分析方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种复合材料整体进气道稳定性分析方法，包括：
步骤一、构建复合材料整体进气道的有限元模型，所述限元模型包括进气道模型以及与进气道连接的承力构件模型；
步骤二、确定所述有限元模型的分析参数；
步骤三、通过线性屈曲分析确定所述复合材料整体进气道稳定性分析的关注部位；
步骤四、根据非线性分析得到的载荷-应变关系确定所述关注部位的失稳临界载荷。
在本申请的至少一个实施例中，步骤一中，所述构建复合材料整体进气道的有限元模型，包括：
进气道采用壳元模拟进气道筋条，单元尺寸为10mm～20mm；
与进气道连接的承力构件采用板元模拟腹板、采用梁元模拟承力构件筋条；
由进气道筋条或承力构件围成的蒙皮格子沿每个方向至少划分四个单元。
在本申请的至少一个实施例中，所述承力构件包括机身框以及纵向构件。
在本申请的至少一个实施例中，步骤二中，所述有限元模型的分析参数包括：材料、单元属性、载荷以及边界条件，其中，材料以及单元属性根据实际结构状态赋值，载荷以及边界条件根据实际结构的受载和约束情况施加。
在本申请的至少一个实施例中，所述进气道模型的材料为复合材料，所述承力构件模型的材料为铝合金。
在本申请的至少一个实施例中，步骤三中，所述复合材料整体进气道稳定性分析的关注部位包括进气道下方筋条之间蒙皮。
在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述进气道下方筋条之间蒙皮的失稳临界载荷175％极限载荷。
在本申请的至少一个实施例中，步骤四中，所述非线性分析方法为弧长法。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的复合材料整体进气道稳定性分析方法，可以有效改善基于线性理论的传统工程方法误差较大的缺陷，真实模拟复合材料整体进气道结构失稳的非线性力学行为，准确确定结构失稳部位以及结构失稳临界载荷，误差小，能够满足工程应用的要求。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的复合材料整体进气道稳定性分析方法流程图；
图2是本申请一个实施方式的网格划分示意图；
图3是本申请一个实施方式的稳定性关注部位示意图；
图4是本申请一个实施方式的结构失稳部位分析结果与静力试验对比图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种复合材料整体进气道稳定性分析方法，包括以下步骤：
步骤一、构建复合材料整体进气道的有限元模型，限元模型包括进气道模型以及与进气道连接的承力构件模型；
步骤二、确定有限元模型的分析参数；
步骤三、通过线性屈曲分析确定所述复合材料整体进气道稳定性分析的关注部位；
步骤四、根据非线性分析得到的载荷-应变关系确定关注部位的失稳临界载荷。
本申请的复合材料整体进气道稳定性分析方法，在构建复合材料整体进气道的有限元模型时，从以下几个方面控制细节模型的质量：
进气道采用壳元模拟进气道筋条，单元尺寸为10mm～20mm；
与进气道连接的承力构件采用板元模拟腹板、采用梁元模拟承力构件筋条；
由进气道筋条或承力构件围成的蒙皮格子沿每个方向至少划分四个单元。
本申请的复合材料整体进气道稳定性分析方法，与进气道连接的承力构件包括机身框以及纵向构件，采用板元模拟腹板、采用梁元模拟筋条，以使细节模型精确模拟真实结构，进而更好模拟进气道支持边界条件。
在本申请的优选实施方案中，有限元模型的分析参数包括：材料、单元属性、载荷以及边界条件，其中，材料以及单元属性根据实际结构状态赋值，载荷以及边界条件根据实际结构的受载和约束情况施加。
在本申请的一个实施方式中，首先建立进气道的精细化有限元模型，使用限元分析软件建立进气道的精细化有限元模型，进气道的蒙皮、筋条均采用四边形单元模拟，建模过程中，忽略不影响稳定性分析结果的结构细节，例如倒角等。以某型飞机进气道为例，模型局部如图2所示。
其次，设置模型参数。模型中进气道所有单元的厚度按照实际结构的尺寸赋值，进气道模型的材料为复合材料。机身框以及纵向构件的腹板、筋条按照实际尺寸赋值，材料为铝合金。根据进气道结构的实际受载情况，在进气道蒙皮单元上施加进气道气动载荷。根据结构的实际连接情况，在机身框、纵向构件上边界施加简支约束，这种边界条件相对真实，可以模拟进气道实际支持条件。
进一步，采用线性屈曲方法进行有限元数值计算，通过线性屈曲分析方法获取进气道结构稳定性关注位置。本实施例中，以某型飞机进气道为例，结构失稳的位置位于进气道下方筋条之间蒙皮处，如图3所示。
最后，采用非线性分析方法获得的结构载荷-应变关系确定稳定性关注位置的失稳临界载荷。进气道结构在气动载荷作用下的失稳通常是一种大变形、非线性过程，因此，采用非线性方法对有限元模型进行数值计算。本实施例中，使用弧长法，该方法是分析非线性问题的一种有效的计算方法，适用于计算物理意义上不稳定的结构，例如拱、壳等。在结构失稳前，应变随着载荷的逐渐递增而线性增加。当发生失稳时，失稳部位的应变会发生“突变”，载荷-应变曲线会出现明显的“拐点”或斜率变化。本实施例中，进气道下方筋条之间蒙皮处，在结构失稳时的变形情况如图3所示，载荷-应变曲线如图4所示，该位置处的失稳临界值为175％极限载荷。对比分析结果和静力试验实测数据，如图4所示，采用本申请的方法计算结构失稳临界载荷的误差很小，满足工程应用的要求。根据关注部位的失稳临界载荷，可以判定结构稳定性是否满足设计要求。
本申请的复合材料整体进气道稳定性分析方法，能够精确模拟进气道的屈曲过程，包括确定结构失稳部位、计算结构失稳临界载荷等。该方法可以有效改善基于线性理论的传统工程方法误差较大的缺陷，真实模拟复合材料整体进气道结构失稳的非线性力学行为，准确确定结构失稳部位以及结构失稳临界载荷，误差小，能够满足工程应用的要求。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种复合材料整体进气道稳定性分析方法，其特征在于，包括：
步骤一、构建复合材料整体进气道的有限元模型，所述限元模型包括进气道模型以及与进气道连接的承力构件模型；
步骤二、确定所述有限元模型的分析参数；
步骤三、通过线性屈曲分析确定所述复合材料整体进气道稳定性分析的关注部位；
步骤四、根据非线性分析得到的载荷-应变关系确定所述关注部位的失稳临界载荷；
步骤一中，所述构建复合材料整体进气道的有限元模型，包括：
进气道采用壳元模拟进气道筋条，单元尺寸为10mm～20mm；
与进气道连接的承力构件采用板元模拟腹板、采用梁元模拟承力构件筋条；
由进气道筋条或承力构件围成的蒙皮格子沿每个方向至少划分四个单元；
所述承力构件包括机身框以及纵向构件；
步骤二中，所述有限元模型的分析参数包括：材料、单元属性、载荷以及边界条件，其中，材料以及单元属性根据实际结构状态赋值，载荷以及边界条件根据实际结构的受载和约束情况施加。
2.根据权利要求1所述的复合材料整体进气道稳定性分析方法，其特征在于，所述进气道模型的材料为复合材料，所述承力构件模型的材料为铝合金。
3.根据权利要求1所述的复合材料整体进气道稳定性分析方法，其特征在于，步骤三中，所述复合材料整体进气道稳定性分析的关注部位包括进气道下方筋条之间蒙皮。
4.根据权利要求3所述的复合材料整体进气道稳定性分析方法，其特征在于，步骤四中，所述进气道下方筋条之间蒙皮的失稳临界载荷175％极限载荷。
5.根据权利要求1所述的复合材料整体进气道稳定性分析方法，其特征在于，步骤四中，非线性分析方法为弧长法。
CN202110886186.5A 2021-08-03 2021-08-03 一种复合材料整体进气道稳定性分析方法 Active CN113704873B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110886186.5A CN113704873B (zh) 2021-08-03 2021-08-03 一种复合材料整体进气道稳定性分析方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110886186.5A CN113704873B (zh) 2021-08-03 2021-08-03 一种复合材料整体进气道稳定性分析方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113704873A CN113704873A (zh) 2021-11-26
CN113704873B true CN113704873B (zh) 2024-04-09

Family

ID=78651364

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110886186.5A Active CN113704873B (zh) 2021-08-03 2021-08-03 一种复合材料整体进气道稳定性分析方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113704873B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1997015492A2 (en) * 1995-10-24 1997-05-01 Bothe Hans Jurgen Hybrid aircraft
WO2011017071A2 (en) * 2009-07-28 2011-02-10 University Of Kansas Method and apparatus for pressure adaptive morphing structure
CN102518517A (zh) * 2011-12-08 2012-06-27 南京航空航天大学 一种双稳态进气道及其作为飞机进气道的应用和双稳态进气道设计方法
CN103995956A (zh) * 2014-04-17 2014-08-20 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种进气道结构布局设计方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1997015492A2 (en) * 1995-10-24 1997-05-01 Bothe Hans Jurgen Hybrid aircraft
WO2011017071A2 (en) * 2009-07-28 2011-02-10 University Of Kansas Method and apparatus for pressure adaptive morphing structure
CN102518517A (zh) * 2011-12-08 2012-06-27 南京航空航天大学 一种双稳态进气道及其作为飞机进气道的应用和双稳态进气道设计方法
CN103995956A (zh) * 2014-04-17 2014-08-20 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种进气道结构布局设计方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
复合材料加筋壁板稳定性分析研究;穆朋刚;万小朋;赵美英;;机械科学与技术(第09期);全文 *
复合材料机身壁板的强度分析与试验验证;李真;王俊;邓凡臣;于振波;;航空学报(第09期);全文 *
某战场侦察雷达电子机箱重要件寿命预测与可靠性分析;田丰;;装备环境工程(第12期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113704873A (zh) 2021-11-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105184390A (zh) 一种壁板结构静强度、刚度、稳定性的综合优化方法
CN111159943B (zh) 一种动翼面封严结构的屈曲处理方法
CN105930616A (zh) 一种飞机动翼面超静定结构的载荷分配方法
CN107085631A (zh) 一种基于舱门细节模型的强度校核方法
WO2023142333A1 (zh) 一种薄壁筒壳模型修正方法及系统
CN109543344A (zh) 一种飞机门框区截面垂向弯曲刚度的计算方法
CN110334427A (zh) 一种基于工程梁理论的tbw布局飞机机翼结构分析方法
US9026406B2 (en) Method, apparatus and computer program product for determining the strain induced at a selected point in a stiffened panel structure in response to a load, taking into account one or more out of plane (OOP) effects
CN113704873B (zh) 一种复合材料整体进气道稳定性分析方法
CN110162817B (zh) 一种静气动弹性试验模型和设计方法
US11479336B2 (en) Diagonal pressure deck
CN109252441B (zh) 一种变截面箱梁剪力滞效应的分析方法
Dorbath et al. Comparison of beam and shell theory for mass estimation in preliminary wing design
CN106326551A (zh) 一种加筋壁板结构中蒙皮有效宽度的计算方法
Barber et al. A technical note on the appropriate CFD boundary conditions for the prediction of ground effect aerodynamics
CN109383846A (zh) 一种t尾飞机垂尾翼梁试验件
Özakça et al. Buckling and post-buckling of sub-stiffened or locally tailored aluminium panels
CN110795871B (zh) 一种水陆两栖飞机船底框强度计算和试验方法
CN207045788U (zh) 一种t尾飞机垂尾翼梁试验件
Lancelot et al. Transonic flight and movable load modelling for wing-box preliminary sizing
CN112711801A (zh) 一种矩形薄壁机身大开口结构扭转载荷分配计算方法
Previtali et al. Performance evaluation of a 3D morphing wing and comparison with a conventional wing
CN115062499B (zh) 一种飞机机身气密顶板横向加强件优化设计方法
CN112699486B (zh) 一种加强型矩形机身大开口结构扭转载荷分配计算方法
Abdo et al. Equivalent finite element wing structural models used for aerodynamics-structures interaction

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant