本發(fā)明屬于飛機設(shè)計，涉及飛機翼面結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗狀態(tài)強度虛擬仿真分析，具體涉及一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法。

背景技術(shù)：

1、傳統(tǒng)的飛機靜力/疲勞試驗基于自然網(wǎng)格的有限元模型得到內(nèi)力結(jié)果，結(jié)合工程算法的方式開展計算，來識別試驗風(fēng)險以及得到傳載結(jié)構(gòu)應(yīng)變理論值。工程算法對于結(jié)構(gòu)簡單，傳載單一，簡化合理的情況下，其結(jié)果是可靠的。其缺點在于模型簡化較多，無法表現(xiàn)局部情況。比如在工程試驗方面，通常采用膠布帶加載的方式進行試驗載荷施加，加載本身具有實踐局限性，會造成加載影響區(qū)內(nèi)的試驗測量結(jié)果差異，容易在模型驗證工作中被誤判為模型簡化不合理。同時，在試驗風(fēng)險識別中，傳載復(fù)雜或者受到加載影響的區(qū)域的判別不準確，可能會造成較大的試驗風(fēng)險。

2、另外，使用膠布帶加載的位置一般使用工程算法計算其承載能力，計算結(jié)果偏保守，且保守量較大，在翼面載荷集度大的情況下，膠布帶分配的載荷容易超過粘貼處結(jié)構(gòu)許用載荷限制，導(dǎo)致加載方案無法使用，試驗加載困難，而必須改用其他加載方式。

3、基于數(shù)字仿真的分析方法，可以有效解決此類問題，但大多數(shù)字仿真關(guān)注的都是宏觀行為，忽略局部結(jié)構(gòu)的變化，這在某些情況下可能對結(jié)果有重要的影響，比如加載處先于結(jié)構(gòu)本體破壞，從而帶來巨大的資源浪費。因此急需一套合理且偏差較小的虛擬仿真分析加載方法，開展強度分析和試驗方案設(shè)計工作。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、為了解決上述問題，本發(fā)明提供了一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，關(guān)注邊界約束層面，指導(dǎo)翼面結(jié)構(gòu)試驗中的加載方案設(shè)計、提高計算精度，識別試驗風(fēng)險，降低試驗成本。

2、本發(fā)明的技術(shù)方案如下：

3、一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，包括以下步驟：

4、s1：按照翼面結(jié)構(gòu)數(shù)模進行細節(jié)有限元建模，建模包含翼面結(jié)構(gòu)的真實尺寸和真實屬性；

5、s2：根據(jù)連接件特性，使用bush單元的簡化原則計算連接件的屬性并賦值；

6、s3：根據(jù)試驗分載方案中的膠布帶或拉壓塊所在位置，確定加載點中心坐標；

7、s4：試驗中若為膠布帶加載，則建立與膠布帶尺寸相同的mpc單元；試驗中若為拉壓塊加載，則建立與拉壓塊尺寸相同的雙層體單元用于加載；

8、s5：加載完成后開展仿真分析，按照初始載荷方向進行加載，將載荷進行離散化至單一加載點，然后對于單一加載點進行記載，得到變形后加載點中心節(jié)點坐標和作動器連接點坐標；

9、s6：對變形后加載點中心節(jié)點和作動器連接點的兩點坐標進行連線，得到加載矢量的方向；

10、s7：對仿真模型的所有加載點進行加載，按照試驗約束條件進行約束，開展結(jié)合幾何非線性和材料非線性的仿真分析，進行線性/非線性的靜力、屈曲和后屈曲計算；

11、s8：根據(jù)細節(jié)有限元模型的計算結(jié)果，分析應(yīng)力應(yīng)變，識別試驗風(fēng)險位置；

12、s9：在分析確定試驗風(fēng)險位置處粘貼應(yīng)變片；

13、s10：試驗驗證，若試驗時有異常情況，及時停止試驗，進行局部加強后，重復(fù)s7～s9，重新開展試驗。

14、進一步的，s1中，按照翼面結(jié)構(gòu)數(shù)模，對翼梁、壁板及肋結(jié)構(gòu)采用二維殼單元進行細節(jié)有限元建模，建模中包含結(jié)構(gòu)的真實厚度和真實偏置屬性。

15、進一步的，s2中，根據(jù)連接件特性：在連續(xù)區(qū)間內(nèi)兩個緊固件之間網(wǎng)格相鄰，且緊固件受載為剪切受載，則使用cbush單元點對點連接；若緊固件之間網(wǎng)格數(shù)量超過3個，盡量使用mpc+cbush+mpc的連接形式進行緊固件模擬。

16、進一步的，s3中，根據(jù)試驗分載方案中獲取的膠布帶或拉壓塊設(shè)計幾何中心位置坐標，即為加載點中心坐標。

17、進一步的，s4中，試驗中若為膠布帶加載，則建立與膠布帶尺寸覆蓋區(qū)域相同的mpc單元，基于結(jié)構(gòu)連接區(qū)域剛度實施加載；試驗中若為拉壓塊加載，則建立與拉壓塊尺寸覆蓋區(qū)域相同的雙層實體單元，若存在橡膠墊結(jié)構(gòu)則在靠近結(jié)構(gòu)側(cè)多增加一層單元用來模擬連接面橡膠墊結(jié)構(gòu)剛度特性，在實體單元的頂面使用mpc單元模擬加載。

18、進一步的，s5中，加載完成后開展仿真分析，按照初始載荷方向進行加載，將載荷進行離散化至單一加載點，對于單一加載點，首先按照垂直于弦平面的方向進行加載，并打開非線性計算中的力跟隨選項，得到變形后加載點中心節(jié)點坐標；而后根據(jù)試驗安裝龍門架加載作動器位置得到作動器連接點坐標。

19、進一步的，s6中，對變形后加載點中心節(jié)點和作動器連接點的兩點坐標進行連線，得到真實加載矢量的方向，對離散后的每個加載點皆得到加載矢量方向。

20、進一步的，s7中，對仿真模型中各個離散加載點進行加載，并按照試驗約束條件進行約束，調(diào)試模型后，使用nastran或者abaqus軟件開展結(jié)合幾何非線性和材料非線性的仿真分析，根據(jù)需求進行線性/非線性的靜力、屈曲和后屈曲計算。

21、進一步的，s8中，根據(jù)細節(jié)有限元模型的計算結(jié)果，對整個翼面結(jié)構(gòu)提取應(yīng)力、應(yīng)變和連接件載荷；分析整個結(jié)構(gòu)件的強度，以及膠布帶或拉壓塊連接區(qū)的強度，從而識別最小裕度，發(fā)現(xiàn)試驗風(fēng)險，明確風(fēng)險發(fā)生區(qū)域。

22、本發(fā)明的有益效果如下：

23、1、本發(fā)明對于大型水陸兩棲飛機等翼面載荷集度大，或者壓心偏離翼盒盒段結(jié)構(gòu)的翼面結(jié)構(gòu)強度試驗具有指導(dǎo)翼面結(jié)構(gòu)試驗中的加載方案設(shè)計、提高計算精度的作用，并且能夠識別試驗風(fēng)險，避免試驗件損失，降低試驗成本。

24、2、本發(fā)明給出了這種翼面結(jié)構(gòu)強度試驗建模方式、加載過程，使用方式清晰明了，可以用于指導(dǎo)翼面結(jié)構(gòu)強度試驗虛擬仿真分析，并得到較為精確的結(jié)果。

技術(shù)特征：

1.一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，包括以下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s1中，按照翼面結(jié)構(gòu)數(shù)模，對翼梁、壁板及肋結(jié)構(gòu)采用二維殼單元進行細節(jié)有限元建模，建模中包含結(jié)構(gòu)的真實厚度和真實偏置屬性。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s2中，根據(jù)連接件特性：在連續(xù)區(qū)間內(nèi)兩個緊固件之間網(wǎng)格相鄰，且緊固件受載為剪切受載，則使用cbush單元點對點連接；若緊固件之間網(wǎng)格數(shù)量超過3個，盡量使用mpc+cbush+mpc的連接形式進行緊固件模擬。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s3中，根據(jù)試驗分載方案中獲取的膠布帶或拉壓塊設(shè)計幾何中心位置坐標，即為加載點中心坐標。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s4中，試驗中若為膠布帶加載，則建立與膠布帶尺寸覆蓋區(qū)域相同的mpc單元，基于結(jié)構(gòu)連接區(qū)域剛度實施加載；試驗中若為拉壓塊加載，則建立與拉壓塊尺寸覆蓋區(qū)域相同的雙層實體單元，若存在橡膠墊結(jié)構(gòu)則在靠近結(jié)構(gòu)側(cè)多增加一層單元用來模擬連接面橡膠墊結(jié)構(gòu)剛度特性，在實體單元的頂面使用mpc單元模擬加載。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s5中，加載完成后開展仿真分析，按照初始載荷方向進行加載，將載荷進行離散化至單一加載點，對于單一加載點，首先按照垂直于弦平面的方向進行加載，并打開非線性計算中的力跟隨選項，得到變形后加載點中心節(jié)點坐標；而后根據(jù)試驗安裝龍門架加載作動器位置得到作動器連接點坐標。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s6中，對變形后加載點中心節(jié)點和作動器連接點的兩點坐標進行連線，得到真實加載矢量的方向，對離散后的每個加載點皆得到加載矢量方向。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s7中，對仿真模型中各個離散加載點進行加載，并按照試驗約束條件進行約束，調(diào)試模型后，使用nastran或者abaqus軟件開展結(jié)合幾何非線性和材料非線性的仿真分析，根據(jù)需求進行線性/非線性的靜力、屈曲和后屈曲計算。

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，其特征在于，所述的s8中，根據(jù)細節(jié)有限元模型的計算結(jié)果，對整個翼面結(jié)構(gòu)提取應(yīng)力、應(yīng)變和連接件載荷；分析整個結(jié)構(gòu)件的強度，以及膠布帶或拉壓塊連接區(qū)的強度，從而識別最小裕度，發(fā)現(xiàn)試驗風(fēng)險，明確風(fēng)險發(fā)生區(qū)域。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于飛機設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，公開了一種基于數(shù)字仿真的翼面結(jié)構(gòu)虛擬試驗加載分析方法，首先按照翼面結(jié)構(gòu)數(shù)模進行細節(jié)有限元建模，建模包含翼面結(jié)構(gòu)的真實尺寸和真實屬性，然后根據(jù)連接件特性，使用bush單元的簡化原則計算連接件的屬性并賦值，根據(jù)試驗分載方案中的膠布帶或拉壓塊所在位置，確定加載點中心坐標；加載完成后開展仿真分析，按照初始載荷方向進行加載，將載荷進行離散化至單一加載點，然后對于單一加載點進行記載，得到變形后加載點中心節(jié)點坐標和作動器連接點坐標，再得到加載矢量的方向，對仿真模型的所有加載點進行加載，開展分析后進行線性/非線性的靜力、屈曲和后屈曲計算；根據(jù)計算結(jié)果分析應(yīng)力應(yīng)變識別試驗風(fēng)險位置并粘貼應(yīng)變片。本發(fā)明能夠指導(dǎo)翼面結(jié)構(gòu)試驗中的加載方案設(shè)計、提高計算精度，識別試驗風(fēng)險，避免試驗件損失，降低試驗成本。

技術(shù)研發(fā)人員：杜娟,楊榮,熊家林
受保護的技術(shù)使用者：中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9