[发明专利]一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法

权利要求书

1.一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于，在实际试验之前，根据机翼构型先建立带有翼梁/肋腹板上支柱的有限元模型，对此有限元模型进行弹塑性和大挠度非线性有限元分析，得到翼尖挠度-载荷曲线；根据翼尖挠度-载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷；根据破坏载荷及有限元弹塑性和大挠度分析结果，得到机翼结构的危险部位以及从失稳到破坏的过程，进行对机翼结构静力试验承载能力的预判断，其中根据翼尖挠度-载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷，具体过程如下：

对构建的有限元模型施加试验载荷，从非线性后屈曲分析计算结果中找出翼尖上表面有载荷的有限元节点在每一个增量步的载荷值和挠度值，

以计算得到的挠度值为横坐标，以施加的外载荷值为纵坐标，绘制翼尖上表面有载荷的有限元节点挠度——载荷曲线，其最高点即为机翼结构的破坏点，该破坏点对应的载荷为结构破坏载荷，

由上面得到的试验破坏载荷与试验施加载荷相除，就得到了整个机翼结构在试验到百分之多少时破坏，这个百分数就是结构的最大承载能力。

2.根据权利要求1所述的机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于：有限元模型构建时，细化与接头连接的机翼上壁板及其梁、肋，并建立梁和肋上的支柱，机翼壁板用壳元模拟，梁、肋及其上的支柱用梁元模拟。

3.根据权利要求2所述的机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于：采用弧长法进行考虑材料弹塑性和大变形的非线性后屈曲分析，其中，弹塑性材料属性定义为双线性型。

4.根据权利要求3所述的机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于：机翼结构的危险部位的确定过程如下：

查看非线性分析中载荷加载历程，查看计算的最大载荷是非线性分析的哪一个增量部，找到这个增量步下整个结构应力较大的区域，该区域即为机翼结构的危险部位。

5.根据权利要求4所述的机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于:根据有限元弹塑性和大挠度分析结果，机翼结构的从失稳到破坏的后屈曲过程预估过程如下：结合载荷-位移曲线、各加载步时重点关心部位的位移计算结果，能够看到蒙皮、腹板在每一个非线性增量步时的屈曲情况，由各个部位出现屈曲的先后顺序就可推断整个结构失稳过程，结合前面得到的破坏载荷对应的非线性载荷施加步，即可得到机翼结构的从失稳到破坏的后屈曲过程预估。

6.根据权利要求5所述的机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于:飞机机翼根部蒙皮在约96％破坏载荷时发生屈曲，使得局部载荷重新分配。

7.根据权利要求6所述的机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于:与根部蒙皮相连的腹板在破坏试验载荷112％后开始出现面外位移导致屈曲，进而使蒙皮和腹板的应力加速集中，蒙皮和腹板较大范围发生屈曲。

8.根据权利要求7所述的机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于:三角机翼结构的极限承载能力在破坏试验载荷136％时刻。