CN114330081B - 复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质，方法包括以下步骤：获取复合材料蒙皮与飞机骨架之间各测量点的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；对复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；根据间隙值，对初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；对有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；根据计算结果，对复合材料蒙皮的可装配性进行判断，本申请具有可对复合材料飞机蒙皮的可装配性进行准确预判、保证装配质量的优点。
Description
技术领域
本申请涉及飞机装配技术领域，尤其涉及复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质。
背景技术
目前常用的飞机蒙皮通常分为金属蒙皮和复合材料蒙皮两类。复合材料蒙皮由增强材料和基体材料组成，增强材料一般为单向带或织物，基体材料一般为树脂、金属或陶瓷。复合材料蒙皮与金属蒙皮相比，具备更高的比强度和比模量，可使飞机的结构重量大幅度减小。复合材料蒙皮具备很强的可设计性，通过增强材料和基体材料的选取，可设计出满足目标特性的各向异性结构，同时能够适应多种大曲率和变厚度的结构布局及特征；此外，复合材料蒙皮具备很强的抗腐蚀性能和抗疲劳性能。
随着飞机结构设计的不断发展，复合材料蒙皮在飞机蒙皮中的占比逐渐增加。然而，因复合材料结构的增强材料和基体材料对湿/热环境的敏感程度不同，使得复合材料蒙皮在其制造过程中因加热/加压固化成型而出现较大的结构变形，导致复合材料蒙皮与飞机骨架装配时无法完全贴合而采用强迫装配的方式。复合材料蒙皮与飞机骨架强迫装配会使得复合材料蒙皮在钉孔周围或厚度、曲率突变处出现结构应力集中或应变过大的现象，同时复合材料蒙皮与骨架强迫装配会导致连接复合材料蒙皮和飞机骨架的连接件承受额外的拉伸和剪切力，增加连接件损伤和变形风险。
发明内容
本申请的主要目的在于提供复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质，旨在解决现有针对复合材料飞机蒙皮的可装配性预判不准确，采用强迫装配时容易导致一系列装配质量问题的技术问题。
为实现上述目的，本申请提供复合材料蒙皮可装配性的判断方法，包括以下步骤：
获取复合材料蒙皮与飞机骨架之间各测量点的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；
对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；
对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；
根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断。
可选地，所述获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间的间隙值的步骤之前，还包括以下步骤：
对所述复合材料蒙皮进行预装配，将所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域。
可选地，所述对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，其具体包括以下步骤：
在所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架连接点处建立局部坐标系，局部坐标系X轴与Y轴均平行于所述复合材料蒙皮型面在该点处的切面，局部坐标系Z轴沿所述复合材料蒙皮型面在该点处的法线方向；
约束所述初始有限元模型对应所述夹持区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度；
设定所述初始有限元模型对应所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点处的位移边界条件，各测量点沿局部坐标系Z方向的位移边界条件即为获取的所述间隙值，各测量点沿局部坐标系X、Y方向的位移值均为0。
可选地，所述获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点的间隙值，包括：
采用对应的测量工具测量所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间所述非夹持区域各个连接点处的间隙值，测量精度为0.1mm。
可选地，所述对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型的步骤，包括：
采用CAE有限元计算分析软件，对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
其中，所述有限元建模的要求如下：
模型采用壳单元，网格尺寸不大于5mm；
模型采用二维复合材料层压板本构模型，并对模型赋予相应的材料参数；
按照所述复合材料蒙皮的实际铺层，对模型赋相应的铺层属性，并设置0°方向。
可选地，所述对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果，具体为：
将复合材料蒙皮有限元模型提交计算，得出复合材料蒙皮与飞机骨架贴合后的结构应力值、应变值结果。
可选地，所述根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断的步骤，包括：
若所述应力值大于材料许用应力值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配；
若所述应变值大于材料许用应变值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配。
复合材料蒙皮可装配性的判断装置，包括：
预装配模块，用于对复合材料蒙皮进行预装配，以将所述复合材料蒙皮与飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域；
数据获取模块，用于获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；
模型建立模块，用于对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
边界设定模块，用于根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；
分析计算模块，用于对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；
装配判断模块，用于根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断。
一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述方法。
一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述方法。
本申请所能实现的有益效果如下：
本申请通过对复合材料蒙皮进行有限元模型建模，并在建立的初始有限元模型中设定相应的装配状态边界条件，实现复合材料蒙皮与飞机骨架之间的无间隙贴合，能够准确获取强迫装配状态下所产生的应力和应变，再根据得到的应力应变计算结果来评估蒙皮是否产生分层或破坏问题，从而根据连接件处的应力情况进行连接件的强度校验。本申请以零件的应力应变状态作为可装配性的判定依据，克服了以间隙和压力等间接物理量判断蒙皮可装配性的准确性问题，确保装配后的复合材料蒙皮满足强度要求。
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。
图1为本申请复合材料蒙皮可装配性的判断方法的流程示意图；
图2为本申请中飞机复合材料蒙皮装配状态及复合材料0°方向的示意图；
图3为本申请中复合材料蒙皮与飞机骨架的固定点位置及固持状态示意图；
图4为测得复合材料蒙皮与飞机骨架之间的间隙值数据时的示意图；
图5为本申请建立的飞机复合材料蒙皮有限元模型的示意图；
图6为在有限元模型中约束固定夹持区域时的示意图；
图7为在有限元模型中设定位移边界条件时的示意图；
图8为复合材料蒙皮结构应力情况分析图；
图9为复合材料蒙皮结构应变情况分析图。
附图标记：
1-飞机复合材料进气道蒙皮，2-飞机进气道骨架，3-固定夹持装置。
本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。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。
需要说明的是，本申请实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
另外，若本申请实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本申请要求的保护范围之内。
实施例1
参照图1，本实施例提供复合材料蒙皮可装配性的判断方法，包括以下步骤：
获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；
对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；
对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；
根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断。
目前国内的复合材料蒙皮制造无法达到复合材料不变形的技术水平，因此复合材料蒙皮与飞机骨架之间易出现强迫装配问题。因此，针对成型后出现结构变形、无法与骨架贴合的复合材料蒙皮，应采用合适有效的方法对复合材料蒙皮的可装配性提前进行计算和判断，获取复合材料蒙皮与飞机骨架强迫装配后的装配应力、应变情况，作为复合材料蒙皮可装配性的判断依据，防止因蒙皮结构变形过大而导致装配应力过大、无法满足结构强度要求，甚至出现局部分层破坏问题。
目前，在进行复合材料蒙皮与飞机骨架之间的可装配性预判时，大多采用的方法是现场测量复合材料蒙皮与飞机骨架之间的间隙值，之后根据测得的间隙值量级依据已有的制造装配经验进行判断，或者采用压力计将蒙皮压至与骨架贴合的位置，通过读取压力计上的压力值来判断蒙皮的可装配性。该复合材料蒙皮可装配性的判断方法存在以下问题：
（1）为消除复合材料蒙皮与飞机骨架之间的间隙，采用将蒙皮压至与骨架贴合无间隙的状态进行装配时，无法获取复合材料蒙皮与飞机骨架之间强迫装配后的精确的结构应力、应变情况；
（2）装配时，无法判断复合材料蒙皮承受装配应力及飞行载荷后是否会出现分层或破坏问题；
（3）装配时，无法获取各个连接件所受的拉力、剪切力及相应的应力值，无法判断连接件是否存在破坏失效的风险；
（4）采用压力计测量蒙皮与骨架贴合时所需压力的方法进行蒙皮可装配性判断时，当压力计将蒙皮压至与骨架贴合后，可继续施加压力，导致压力值测量有误，无法提供准确依据。
因此，在本实施例中，通过对复合材料蒙皮进行有限元模型建模，并在建立的初始有限元模型中设定相应的装配状态边界条件，实现复合材料蒙皮与飞机骨架之间的无间隙贴合，能够准确获取强迫装配状态下所产生的应力和应变，再根据得到的应力应变计算结果来评估蒙皮是否产生分层或破坏问题，从而根据连接件处的应力情况进行连接件的强度校验。本申实施例以零件的应力应变状态作为可装配性的判定依据，克服了以间隙和压力等间接物理量判断蒙皮可装配性的准确性问题，确保装配后的复合材料蒙皮满足强度要求。
作为一种可选的实施方式，获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间的间隙值的步骤之前，还包括以下步骤：
对所述复合材料蒙皮进行预装配，将所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域。
需要说明的是，如图3所示，固定夹持时可采用相应的固定夹持装置3，所述间隙值则在非夹持区域内测得。将所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持后，满足以下条件：
夹持区域复合材料蒙皮与飞机骨架之间无间隙、无相对滑动；
复合材料蒙皮无法绕夹持区域发生转动。
基于该固定夹持条件，可为后续测量复合材料蒙皮与飞机骨架之间的间隙和对复合材料蒙皮进行有限元模型建模的步骤提供高精度要求的保障，避免形成较大误差。
作为一种可选的实施方式，获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点的间隙值，包括：
采用对应的测量工具测量所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间所述非夹持区域各个连接点处的间隙值，测量精度为0.1mm。
作为一种可选的实施方式，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，其具体包括以下步骤：
在所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架连接点处建立局部坐标系，局部坐标系X轴与Y轴均平行于所述复合材料蒙皮型面在该点处的切面，局部坐标系Z轴沿所述复合材料蒙皮型面在该点处的法线方向；
约束所述初始有限元模型对应所述夹持区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度；
设定所述初始有限元模型对应所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点处的位移边界条件，各测量点沿局部坐标系Z方向的位移边界条件即为获取的所述间隙值，各测量点沿局部坐标系X、Y方向的位移值均为0。
本实施例中，在对复合材料蒙皮的有限元模型设定相应的装配状态边界条件时，先建立局部坐标系，通过约束固定夹持区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度，并设定复合材料蒙皮有限元模型各测量点处的位移边界条件，从而实现复合材料蒙皮与飞机骨架之间的无间隙贴合，能够准确获取强迫装配状态下所产生的应力和应变。
作为一种可选的实施方式，对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型的步骤，包括：
采用CAE有限元计算分析软件，对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
其中，所述有限元建模的要求如下：
模型采用壳单元，网格尺寸不大于5mm；
模型采用二维复合材料层压板本构模型，并对模型赋予相应的材料参数；
按照所述复合材料蒙皮的实际铺层，对模型赋相应的铺层属性，并设置0°方向。
采用CAE有限元计算分析软件进行建模，高效快捷，按照上述建模要求建立的有限元模型，可匹配复合材料蒙皮可装配性的预判。
作为一种可选的实施方式，对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果，具体为：
将复合材料蒙皮有限元模型提交计算，得出复合材料蒙皮与飞机骨架贴合后的结构应力值、应变值结果。
作为一种可选的实施方式，根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断的步骤，包括：
若所述应力值大于材料许用应力值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配；
若所述应变值大于材料许用应变值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配。
基于本实施例中的可装配性判断准则，可科学有效地快速对复合材料飞机蒙皮的可装配性进行准确的预判，误差小，更具有直观性，可提供准确的判断依据。
实施例2
本实施例提供复合材料蒙皮可装配性的判断装置，包括：
预装配模块，用于对复合材料蒙皮进行预装配，以将所述复合材料蒙皮与飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域；
数据获取模块，用于获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；
模型建立模块，用于对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
边界设定模块，用于根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；
分析计算模块，用于对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；
装配判断模块，用于根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断。
本实施例中，基于所述判断装置，可完成对合材料蒙皮的有限元建模，并可通过分析计算模块对有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果，最后通过装配判断模块对复合材料蒙皮的可装配性进行判断，计算结果准确，避免人工误差。
实施例3
本实施例提供一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现实施例1中所述方法。
实施例4
本实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现实施例1中所述方法。
实施例5
参照图1到图9，本实施例提供一种飞机复合材料进气道蒙皮可装配性的判断方法，飞机复合材料进气道蒙皮1为碳纤维单向带预浸料铺叠成的层合板，单层预浸料的厚度为0.1mm，进气道复合材料蒙皮总厚度为2mm，无丢层，铺层顺序为[0°/45°/90°/-45°/0°/0°/-45°/90°/45°/0°]s，0°方向沿飞机航向。飞机复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2之间装配后的理论状态及复合材料0°方向如图2所示，包括以下步骤：
步骤一：确定复合材料蒙皮装配基准
根据飞机复合材料进气道蒙皮1装配工艺方案及技术要求：复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2底部装配部分（后文统一称为“长边”）应与飞机进气道骨架2贴合无间隙，允许在飞机复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2侧边装配的部分（后文统一称为“短边”）施加一定的压力，将飞机复合材料进气道蒙皮1短边压至与飞机进气道骨架2贴合的状态后进行装配；
对飞机复合材料进气道蒙1皮进行预装配，将复合材料进气道蒙皮1的长边以及R区调整至与飞机进气道骨架2贴合的状态，用固定夹持装置3将复合材料进气道蒙皮1的长边及R区与飞机进气道骨架2连接固定，保证该区域复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2之间无间隙、无相对滑动，且复合材料进气道蒙皮1无法绕夹持区域发生转动，固定夹持装置3位置及固持状态如图3所示；
步骤二：测量复合材料进气道蒙皮与飞机骨架之间的间隙
采用塞尺测量复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2之间未用固定夹持装置3连接固定的区域上各个连接点处的间隙值，测量数据如图4所示；
步骤三：复合材料蒙皮有限元模型建模
采用CAE有限元计算分析软件，建立复合材料进气道蒙皮1结构有限元模型。模型采用壳单元，单元尺寸5mm，并赋予相应的材料属性、结构铺层。有限元模型如附图5所示；
步骤四：复合材料蒙皮装配状态边界条件设定
对飞机复合材料进气道蒙皮1有限元模型设定相应的边界条件，具体实施情况如下：
（1）在飞机复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2连接点处建立局部坐标系，局部坐标系X轴与Y轴均平行于飞机复合材料进气道蒙皮1型面在该点处的切面，局部坐标系Z轴沿飞机复合材料进气道蒙皮1型面在该点处的法线方向；
（2）约束飞机复合材料进气道蒙皮1有限元模型对应步骤一中采用固定夹持装置3固定区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度（即Ux=Uy=Uz=0），约束点位置如图6所示；
（3）设定飞机复合材料进气道蒙皮1有限元模型对应步骤二中各测量点处的位移边界条件，各测量点沿局部坐标系Z方向的位移边界条件即为步骤二中测得的飞机复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2之间各个连接点处的间隙值，各测量点沿局部坐标系X、Y方向的位移值均为0，位移边界条件如图7所示；
步骤五：复合材料蒙皮有限元模型应力、应变计算分析
将飞机复合材料进气道蒙皮1有限元模型提交计算，得出飞机复合材料进气道蒙皮1与飞机进气道骨架2贴合后的结构应力、应变情况如附图8、附图9所示，最大应力值为63.727Mpa，最大应变值为548E-6，均位于R区约束点处；
步骤六：复合材料蒙皮可装配性判断
本实施例中飞机复合材料进气道蒙皮1所采用的碳纤维单向带材料0°拉伸模量为300Mpa，应变许用值为4000E-6，根据步骤五中的计算结果，最大应力值为63.727Mpa，小于材料0°拉伸模量的1/4（300/4=75Mpa）；最大应变值为548E-6，小于材料应变许用值4000E-6的1/4（4000E-6/4=1000E-6）。因此得出结论，本实施例中的飞机复合材料进气道蒙皮1可装配。
以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。
Claims (7)
1.复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，包括以下步骤：
对复合材料蒙皮进行预装配，以将所述复合材料蒙皮与飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域；
获取复合材料蒙皮与飞机骨架之间各测量点的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；
对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；
对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；
根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断，包括：
若应力值大于材料许用应力值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配；
若应变值大于材料许用应变值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配；
其中，所述对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，其具体包括：
在所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架连接点处建立局部坐标系，局部坐标系X轴与Y轴均平行于所述复合材料蒙皮型面在该点处的切面，局部坐标系Z轴沿所述复合材料蒙皮型面在该点处的法线方向；
约束所述初始有限元模型对应所述夹持区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度；
设定所述初始有限元模型对应所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点处的位移边界条件，各测量点沿局部坐标系Z方向的位移边界条件即为获取的所述间隙值，各测量点沿局部坐标系X、Y方向的位移值均为0。
2.如权利要求1所述的复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，所述获取复合材料蒙皮与飞机骨架之间各测量点的间隙值，包括：
采用对应的测量工具测量所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间所述非夹持区域各个连接点处的间隙值，测量精度为0.1mm。
3.如权利要求1所述的复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，所述对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型的步骤，包括：
采用CAE有限元计算分析软件，对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
其中，所述有限元建模的要求如下：
模型采用壳单元，网格尺寸不大于5mm；
模型采用二维复合材料层压板本构模型，并对模型赋予相应的材料参数；
按照所述复合材料蒙皮的实际铺层，对模型赋相应的铺层属性，并设置0°方向。
4.如权利要求1所述的复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，所述对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果，具体为：
将复合材料蒙皮有限元模型提交计算，得出所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架贴合后的应力值和应变值结果。
5.复合材料蒙皮可装配性的判断装置，其特征在于，包括：
预装配模块，用于对复合材料蒙皮进行预装配，以将所述复合材料蒙皮与飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域；
数据获取模块，用于获取复合材料蒙皮与飞机骨架之间的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；
模型建立模块，用于对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；
边界设定模块，用于根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；
其中，所述对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，其具体包括：
在所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架连接点处建立局部坐标系，局部坐标系X轴与Y轴均平行于所述复合材料蒙皮型面在该点处的切面，局部坐标系Z轴沿所述复合材料蒙皮型面在该点处的法线方向；
约束所述初始有限元模型对应所述夹持区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度；
设定所述初始有限元模型对应所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点处的位移边界条件，各测量点沿局部坐标系Z方向的位移边界条件即为获取的所述间隙值，各测量点沿局部坐标系X、Y方向的位移值均为0；
分析计算模块，用于对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；
装配判断模块，用于根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断，包括：
若应力值大于材料许用应力值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配；
若应变值大于材料许用应变值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配。
6.一种计算机设备，其特征在于，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-4中任一项所述的方法。
7.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-4中任一项所述的方法。
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