本發(fā)明屬于飛機結(jié)構(gòu)靜力/疲勞強度設(shè)計，特別涉及一種壁板結(jié)構(gòu)長桁斷離設(shè)計區(qū)強度仿真方法。

背景技術(shù)：

1、現(xiàn)有技術(shù)中飛機的機翼、尾翼等翼盒結(jié)構(gòu)在縱向長桁布置中通常采用兩種布置方式：一種為等百分比弦長布置，另一種為等寬度布置，不同的長桁布置形式在有限元建模中對應(yīng)不同的簡化方式，長桁等百分比弦長布置結(jié)構(gòu)較為簡單，長桁在展向各個站位數(shù)量相同，間距不同，在簡化建模時直接按實際結(jié)構(gòu)建模即可，但這種形式的結(jié)構(gòu)相對較重；等寬度布置則隨著載荷和結(jié)構(gòu)變化調(diào)整長桁數(shù)量，使得重量分布更為合理，但在簡化建模時需要特別關(guān)注長桁斷離設(shè)計區(qū)域，以保證模型傳載的合理性和應(yīng)變的穩(wěn)定性。由于在實際計算中，在長桁斷離區(qū)域，及長桁在某些位置中斷的地方，結(jié)構(gòu)的突然變化，很容易出現(xiàn)應(yīng)力集中的現(xiàn)象，這種現(xiàn)象不僅會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)局部強度不足，而且會加速疲勞裂紋的形成和發(fā)展，進而影響到整個結(jié)構(gòu)的安全性和使用壽命。因此傳統(tǒng)的有限元模型在模擬長桁斷離區(qū)域時，往往難以準確捕捉到該區(qū)域復(fù)雜的應(yīng)力分布特征，特別是難以捕捉載荷如何從斷開的長桁轉(zhuǎn)移到其他結(jié)構(gòu)部件的過程，而且現(xiàn)有技術(shù)中對于長桁斷離區(qū)域的簡化處理方法不夠精確，容易導(dǎo)致模型預(yù)測的內(nèi)力結(jié)果與實際情況不符。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明的目的在于提供了一種壁板結(jié)構(gòu)長桁斷離設(shè)計區(qū)強度仿真方法，旨在提高長桁斷離區(qū)域有限元模型的準確性，確保模型能夠準確反映該區(qū)域的真實應(yīng)力分布。

2、為解決上述問題，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案如下：一種壁板結(jié)構(gòu)長桁斷離設(shè)計區(qū)強度仿真方法，包括如下步驟：

3、s1：根據(jù)結(jié)構(gòu)專業(yè)提供的壁板初步設(shè)計結(jié)構(gòu)布置圖，確定長桁斷離的具體位置；

4、s2：使用nastran軟件建立自然網(wǎng)絡(luò)的有限元模型，將壁板結(jié)構(gòu)、梁結(jié)構(gòu)、肋結(jié)構(gòu)進行有限元離散簡化，所述梁結(jié)構(gòu)由梁緣條和梁腹板組成，所述肋結(jié)構(gòu)由肋緣條和肋腹板組成，以所述壁板蒙皮外形面與梁緣條、肋緣條交點為節(jié)點，使用beam單元模擬所述長桁、所述梁緣條及所述肋緣條，使用shell單元模擬所述壁板蒙皮、所述梁腹板和所述肋腹板；

5、s3：模擬長桁斷離，對于所述長桁斷離所在位置，在所述長桁斷離的后一個肋位增加一根面積為1/10長桁基礎(chǔ)面積的虛桿，來模擬所述長桁斷離后的載荷傳遞；

6、s4：根據(jù)模型中對簡化構(gòu)件進行賦屬性，將所述梁緣條、所述長桁以及所述肋緣條以結(jié)構(gòu)實際面積屬性賦給beam單元，對所述壁板蒙皮、所述梁腹板和所述肋腹板以結(jié)構(gòu)的實際厚度賦給shell單元屬性；

7、s5：提取有限元模型中各單元的內(nèi)力，將壁板蒙皮單元承受的軸力和剪力，長桁單元承受的軸力和彎矩，所述梁緣條承受的軸力和彎矩等內(nèi)力解，檢查內(nèi)力解在長桁斷離處的連續(xù)性，若無奇異，則可用于后續(xù)工程強度校核；

8、s6：在斷離區(qū)域內(nèi)布置應(yīng)變片，開展試驗驗證，對比試驗結(jié)果，驗證仿真方法符合性。

9、相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明的有益效果在于：本發(fā)明采用實桿與虛桿相結(jié)合的方式來模擬長桁斷離后的載荷傳遞路徑，提高了有限元模型在長桁斷離區(qū)域的仿真精度，并且使用實桿和虛桿相結(jié)合的方式建立自然網(wǎng)格模型簡化了長桁斷離區(qū)域的建模過程，減少了模型建立所需的時間和資源，而且通過對模型進行加載分析并提取內(nèi)力結(jié)果，獲取準確的內(nèi)力數(shù)據(jù)，用于指導(dǎo)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計。

10、上述的強度仿真方法，所述步驟s1中，確定所述長桁斷離位置包括以下步驟：

11、s11：獲取壁板初步設(shè)計結(jié)構(gòu)布置圖；

12、s12：分析壁板載荷情況；

13、s13：識別長桁斷離需求；

14、s14：確定斷離位置；

15、其中所述步驟s12中的壁板載荷包括但不限于飛行載荷、地面載荷、水面載荷和溫差載荷，所述步驟s13中，所述長桁斷離需求包括根據(jù)所述壁板載荷情況和結(jié)構(gòu)需求，確定是否需要在所需位置設(shè)置所述長桁斷離。

16、上述的強度仿真方法，所述步驟s2包括以下步驟：

17、s21：獲取結(jié)構(gòu)參數(shù)，根據(jù)所述結(jié)構(gòu)提供的壁板初步設(shè)計結(jié)構(gòu)布置圖，收集所需要的結(jié)構(gòu)參數(shù)，所述結(jié)構(gòu)參數(shù)包括但不限于所述壁板的尺寸、所述長桁的位置、所述梁結(jié)構(gòu)的位置以及所述肋結(jié)構(gòu)的位置；

18、s22：選用有限元建模工具；

19、s23：以所述壁板蒙皮外形面與所述梁結(jié)構(gòu)、所述肋結(jié)構(gòu)的交點為節(jié)點，定義有限元模型中的節(jié)點坐標，根據(jù)所述壁板的幾何形狀和尺寸參數(shù)，創(chuàng)造自然網(wǎng)絡(luò)模型；

20、上述的強度仿真方法，所述步驟s2中，所述beam單元用于模擬所述長桁、所述梁緣條及所述肋緣條的彎曲、扭轉(zhuǎn)行為，所述shell單元用于捕捉所述壁板蒙皮、所述梁腹板和所述肋腹板結(jié)構(gòu)的應(yīng)力及變形。

21、上述的強度仿真方法，所述步驟s3中，所述模擬所述長桁斷離包括：模型簡化和虛桿模擬，所述模型簡化包括在所述距離長桁斷離點最近的肋段之前，使用兩所述肋段間長桁的基本尺寸建立模型，所述虛桿模擬中要求所述虛桿的方向是從斷離點后的所述肋段與所述長桁節(jié)點延伸到所述梁結(jié)構(gòu)。

22、上述的強度仿真方法，步驟s4中所述的賦屬性包括確定材料屬性和分配單元屬性，所述材料屬性包括彈性模量、泊松比及密度，所述分配單元屬性通過所述beam單元和所述shell單元進行模擬。

23、上述的強度仿真方法，步驟s4中所述的賦屬性還包括對所述虛桿賦值，所述虛桿賦值包括設(shè)定面積賦值和材料屬性賦值。

24、上述的強度仿真方法，所述步驟s5包括以下步驟：

25、s51：確定載荷工況，確定載荷的類型及組合形式；

26、s52：根據(jù)所述壁板結(jié)構(gòu)的設(shè)計圖和實際應(yīng)用場景，確定加載的具體位置、加載大小及加載方向；

27、s53：設(shè)定邊界條件，確定模型中的自由度；

28、s54：執(zhí)行靜態(tài)和動態(tài)分析；

29、s55：從所述有限元模型中提取各單元的內(nèi)力結(jié)果，并檢查內(nèi)力解在所述長桁斷離處的連續(xù)性；

30、s56：分析所述內(nèi)力結(jié)果，評估所述有限元模型的合理性，并根據(jù)所述內(nèi)力結(jié)果對所述壁板結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化；

31、s57：將所述內(nèi)力結(jié)果與理論數(shù)據(jù)或者已有數(shù)據(jù)進行對比，驗證所述有限元模型的合理性，若對比結(jié)果不滿足預(yù)期要求，返回上述所述步驟s3或者所述步驟s4進行調(diào)整。

32、上述的強度仿真方法，所述步驟s6中所述在斷離區(qū)域內(nèi)布置應(yīng)變片用于通過試驗獲取實際的應(yīng)變數(shù)據(jù)，以使試驗得到的數(shù)據(jù)與所述有限元模型的所述內(nèi)力結(jié)果進行對比，驗證所述有限元模型的準確性。

33、上述的強度仿真方法，所述步驟s6所述應(yīng)變片的布置位置還包括應(yīng)力集中的區(qū)域，采用加載裝置模擬飛機運行中的載荷工況，通過將應(yīng)變數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為應(yīng)力，并與所述有限元模型中的所述內(nèi)力結(jié)果進行對比，若所述應(yīng)力與所述內(nèi)力結(jié)果存在不符合預(yù)期的差異，重新返回上述步驟s2依次調(diào)節(jié)模型參數(shù)，直至達到滿意的匹配程度。

技術(shù)特征：

1.一種壁板結(jié)構(gòu)長桁斷離設(shè)計區(qū)強度仿真方法，其特征在于，包括如下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的強度仿真方法，其特征在于，所述步驟s1中，確定所述長桁斷離位置包括以下步驟：

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的強度仿真方法，其特征在于，所述步驟s2包括以下步驟：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的強度仿真方法，其特征在于，所述步驟s2中，所述beam單元用于模擬所述長桁、所述梁緣條及所述肋緣條的彎曲、扭轉(zhuǎn)行為，所述shell單元用于捕捉所述壁板蒙皮、所述梁腹板和所述肋腹板結(jié)構(gòu)的應(yīng)力及變形。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的強度仿真方法，其特征在于，所述步驟s3中，所述模擬所述長桁斷離包括：模型簡化和虛桿模擬，所述模型簡化包括在所述距離長桁斷離點最近的肋段之前，使用兩所述肋段間長桁的基本尺寸建立模型，所述虛桿模擬中要求所述虛桿的方向是從斷離點后的所述肋段與所述長桁節(jié)點延伸到所述梁結(jié)構(gòu)。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的強度仿真方法，其特征在于，步驟s4中所述的賦屬性包括確定材料屬性和分配單元屬性，所述材料屬性包括彈性模量、泊松比及密度，所述分配單元屬性通過所述beam單元和所述shell單元進行模擬。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的強度仿真方法，其特征在于，步驟s4中所述的賦屬性還包括對所述虛桿賦值，所述虛桿賦值包括設(shè)定面積賦值和材料屬性賦值。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的強度仿真方法，其特征在于，所述步驟s5包括以下步驟：

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的強度仿真方法，其特征在于，所述步驟s6中所述在斷離區(qū)域內(nèi)布置應(yīng)變片用于通過試驗獲取實際的應(yīng)變數(shù)據(jù)，以使試驗得到的數(shù)據(jù)與所述有限元模型的所述內(nèi)力結(jié)果進行對比，驗證所述有限元模型的準確性。

10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的強度仿真方法，其特征在于，所述步驟s6所述應(yīng)變片的布置位置還包括應(yīng)力集中的區(qū)域，采用加載裝置模擬飛機運行中的載荷工況，通過將應(yīng)變數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為應(yīng)力，并與所述有限元模型中的所述內(nèi)力結(jié)果進行對比，若所述應(yīng)力與所述內(nèi)力結(jié)果存在不符合預(yù)期的差異，重新返回上述步驟s2依次調(diào)節(jié)模型參數(shù)，直至達到滿意的匹配程度。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種壁板結(jié)構(gòu)長桁斷離設(shè)計區(qū)強度仿真方法，包括如下步驟：S1：根據(jù)結(jié)構(gòu)專業(yè)提供的壁板初步設(shè)計結(jié)構(gòu)布置圖，確定長桁斷離的具體位置；S2：使用Nastran軟件建立自然網(wǎng)絡(luò)的有限元模型，將壁板結(jié)構(gòu)、梁結(jié)構(gòu)、肋結(jié)構(gòu)進行有限元離散簡化；S3：模擬長桁斷離，對于長桁斷離所在位置，在長桁斷離的后一個肋位增加一根面積為長桁基礎(chǔ)面積1/10的虛桿，以模擬長桁斷離后的載荷傳遞；S4：根據(jù)模型中對簡化構(gòu)件進行賦屬性；S5：提取有限元模型中各單元的內(nèi)力；S6：在長桁斷離區(qū)域內(nèi)布置應(yīng)變片，開展試驗驗證，采用實桿與虛桿相結(jié)合的方式來模擬長桁斷離后的載荷傳遞路徑，提高了有限元模型在長桁斷離區(qū)域的仿真精度，并且簡化了長桁斷離區(qū)域的建模過程。

技術(shù)研發(fā)人員：杜娟,董榮娟
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：2025/1/6