[发明专利]一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法

说明书

技术领域

本发明属于飞机结构强度技术，涉及一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法。

背景技术

文献[复合材料多墙结构承载能力分析[J].复合材料学报，2006年，23(4)：119-123.]

比较典型的代表了目前估算机翼结构后屈曲承载能力的方法。该方法是通过建立多墙结构承载能力计算模型，推导计算承载能力的公式来计算的。具体做法是：

1)根据多墙结构，建立承载能力计算模型；

2)推导复合材料多墙结构屈曲分析公式；

3)推导复合材料多墙结构后屈曲分析公式；

4)推导腹板的最小设计厚度公式。

5)根据公式计算出复合材料多墙结构总承载能力。

然而使用这种方法存在如下缺点：

1)只能计算规则的多墙结构，而不能准确给出三角机翼结构的承载能力；2)该方法只能给出总的承载能力，而不能给出结构的危险部位和破坏过程；

3)由于机翼由多个盒段组成，采用该方法计算时，假设破坏时每个盒段都达到了极限承载能力，这样计算值偏保守；

4)计算中只考虑了外载产生的弯矩，未考虑外载产生的扭矩等的复合载荷，影响了计算结果的准确性。

发明内容

本发明的目的：提供一种能快速计算机翼结构静力试验破坏载荷、危险部位和破坏过程的预判断方法。

本发明的技术方案是：一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其在实际试验之前，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。

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。

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。

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，

以计算得到的每一步挠度值为横坐标，以施加的每一步外载荷值为纵坐标，绘制翼尖上表面有载荷的有限元节点挠度——载荷曲线，该曲线为拱形，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。

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。

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：结合上述载荷-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。

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。

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。

三角机翼结构的极限承载能力在破坏试验载荷136％时刻。

本发明的有益效果：

本发明提供的估算方法并已被试验验证，其精度可以达到工程设计需求。以某型飞机三角机翼为例，试验破坏载荷与计算破坏载荷的误差为6.25％；计算的危险部位与试验的破坏部位一致；计算的从失稳到破坏的过程与试验的失稳过程一致。为结构静力试验一次成功提供保证，为评估机翼结构强度提供依据。

附图说明

图1是机翼结构静力试验承载能力的预判断方法的流程图。

具体实施方式

下面通过具体实施方式对本发明作进一步的详细说明：