飞机结构整体优化和细节分析

第２２卷增刊１

０１３年５月。

计算机辅助工程。

文章编号。飞机结构整体优化和细节分析。

王想生，杨荣，胡玫瑰。

中航通飞研究院****，广东珠海。

摘要：飞机结构复杂，部件众多，连接形式复杂，传统的单一计算方法已很难满足计算要求，为更好。

地挖掘飞机的承载能力，还要考虑结构局部进入塑性区应力分布．对飞机结构进行有限元分析，有时需同时考虑整体和局部，大型结构采用较密的网格会耗费大量时间、资源等，甚至会导致计算不。

收敛；局部结构须划分较细的网格才能得到局部构件的细节应力．以某型飞机机翼为例，简单介绍开展飞机结构整体优化和细节分析的方法与流程．关键词：飞机结构；整体优化；细节分析。

中图分类号：ｖ２

文献标志码：ｂ

引言。在保证结构刚度和强度等条件下，以减重为目标的结构优化设计受到越来越广泛的重视．机翼典型构件优化设计主要包括翼肋结构的拓扑优化设。

ｌｔａ公司、ａｉ公司和公司。

已经使用商用软件对ａ３８机翼翼肋进行拓扑优化．¨ 针对蒙皮以及桁条加筋壁板优化设计，朴春。

雨和章怡宁通过采用罚函数，将有约束问题转化成无约束问题，然后采用ｐｏｗ法对无约束问题进行优化求解．机翼结构优化设计应基于机翼整体模型，在满足机翼整体强度和刚度条件下，优化主承力。

计、翼梁结构的优化设计、蒙皮以及桁条加筋壁板优化设计等．

收稿日期。作者简介：王想生（１９一），男，湖北监利人，硕士，研究方向为疲劳与损伤容限设计与分析。

８４计算机辅助工程２０１虽。

件的主要尺寸，此时，机翼有限元模型网格不能也不。

优化和计算常采用较粗的网格，细节分析常采用较。

需要太密，太密会使计算时间长，也可能导致计算不收敛．因此，飞机结构强度计算部门经常采用比较简化的整体模型分析机翼的应力和载荷分布．

细的网格．以某型飞机机翼为例，简单介绍整体优化和细节分析的大致流程，某型飞机机翼整体优化和。

细节分析流程见图１．

对于大型结构，有时既要考虑结构整体，又要考虑用户关心的危险区域，如应力集中区域，结构形状突变区域等；疲劳专业有时需要确定连接件的钉传载荷和旁路载荷，进而确定结构的应力严重因数，以便开展疲劳寿命计算．对于这些局部区域的细节分。

析，若网格划分太稀疏，则达不到计算要求；而对于这些区域之外的结构其他部分，较稀网格已经足够．

要得到这些区域较精确的解，可以采取２种办法。

一种是采用子模型法，对局部区域进行网格。

细化，在整体模型上进行分析．子模型技术是分析大型复杂结构局部应力的有效手段，已在一些大型复杂工程中得到成功应用．如万定生等采用子模型。

法对大跨径混凝土斜拉桥桥面板局部进行有限元结构分析；王乘等＿９采用子模型法对混凝土高拱坝的底孔进行三维非线性分析；王汝传。。采用子模型法分析钢箱梁关键部位的应力．另外一种是采用先整。

体后局部的分析方法，该方法基于整体分析确定局部区域的外界载荷（对于飞机机翼结构，包括气动载荷以及其他区域传递给需要考核的细节区域的节点载荷），进而取出细节区域进行网格细化，开展局部区域的细节分析．

细节分析的区域往往包括众多机械连接，飞机结构机械连接广泛采用多钉连接，国内外对多钉连接研究较少，方法不一．目前，对多钉接头的研究主。

要包括接触有限元方法、解析法以及钉元法等几种方法［ｎ－接触有限元方法计算钉载及孔边应力分布，能较好地模拟每个钉的受力状态，但对网格的要求比较严格，且耗费大量时间和资源；网格质量达不到保证，会导致大型复杂结构多钉连接的计算结果不够准确．１１解析法假定一定接触压力分布形式，较难适应板厚变化等一般工程情况，适用范围比较窄．１１钉元法物理概念明确、模型简单且计算效率。

高；内部采用迭代法确定接触区，抛弃人为接触力假设，避免了试验测定ｐ．６曲线困难的问题ｕ．

本文以某型飞机机翼为例，简单介绍基于ｍｓｃ

开展飞机结构整体优化和细节分析的方法与流。

程．＿ｌ某型飞机机翼整体优化和细节分析。

流程。飞机结构强度计算是个由粗到细的过程，整体。

建立机翼有限元模型。

机翼有限元模型加载。

机翼整体优化分析。

如主粱缘条和腹板厚度）确定主承力件主要尺寸。

提取主承力件内力。

建立主承力件细节模型。

确定细节模型外部载荷和约束。

主承力ｔｑ－

节分析图１某型飞机机翼整体优化和细节分析流程。

某型飞机机翼整体优化分析。

．１某型飞机机翼翼梁有限元模型。

某型飞机机翼结构主要由展向构件、弦向构件。

和外部蒙皮等组成，机翼有限元模型见图２．机翼蒙皮和腹板取ｃｑｕ和ｃｔｒ单元；长桁、梁缘条和肋凸缘取ｒｏｄ单元；对于主要传力构件，如。

前梁、主梁、后梁以及前墙等的缘条取ｂｅａ单元；接头和支座等采用刚性单元或取ｂａｒ单元．主梁有。

限元模型见图３，主梁为变截面梁，上、下缘条对称，采用ｔ形梁，主梁缘条截面尺寸的定义见图４．

图２机翼有限元模型。

第ｓ１期王想生，等：飞机结构整体优化和细节分析ｌ８５

图３主梁有限元模型。

为使系统的变形能最小，令。

求解式（２）得各有限元节点所分配到的载荷。

．３结构优化确定主梁整体尺寸。

通过机翼整体优化分析，在保证机翼整体强度和刚度要求下，机翼主梁优化前、后的尺寸见表１．

图４主梁缘条截面尺寸的定义。

表１优化前、后主梁主要尺寸。

．２机翼有限元模型加载。

部位参数含义ｔ形梁截面值。

初始值。优化值。

机翼有限元模型施加载荷通常采用多点排方案．其基本思路是，离气动点近的有限元节点多分配。

一。肋截面ｔ形梁截面值ｔ形梁截面ｔ２值ｔ形粱截面值。

些，反之少分配一些．假设有限元节点和气动点之间有一根无形的梁，它是以气动点一端为固支的悬。

肋截面。臂梁，其自由端上的有限元节点分配到载荷时的变形能为。

形梁截面值ｔ形梁截面ｔ２值。嚣。

形梁截面值。

肋截面。形梁截面ｈ值ｔ型梁截面ｔ２值ｔ型梁截面值。

式中：和分别为假想梁的抗弯刚度和长度．

将式（１）代入整体变形能公式，得。

肋截面。形梁截面日值。

形梁截面ｔ２值ｔ形梁截面值。

肋截面。形梁截面日值ｔ形梁截面ｔ２值。

．１２肋１－２肋。

式中：ｎ为节点数．

再将气动点上的载荷分配到有限元节点上时，应使系统的变形能最小，同时还应满足静力等效条。

件．由等效原理，采用拉格朗日乘子法建立拉格朗日函数。

粱缘条厚度ｔｌ粱腹板厚度。

砌ｎ（器一ａ）

．１２肋梁腹板厚度４．５

第ｓ１期张国权，等：基于的机身壁板剪切试验件屈曲分析２０５

根据试验件结构尺寸和线性屈曲分析结果，采。

用工程方法计算各试验件考核区的弹性剪切屈曲应力，结果见表２．工程算法公式为。

核区屈曲．由表２中试件２和试件１的对比可知，蒙皮厚度对机身壁板蒙皮剪切屈曲影响较大；试件１和试件３对比可知，虽然长桁类型不同，试件１采用。

ｚ”形长桁，试件３采用“２”字型长桁，但计算得到的机身蒙皮剪切屈曲应力相差不大；试件３和试件４对比可得知，长桁间距不同对机身蒙皮剪切屈曲。

式中：６为沿周缘不变的厚度；ｆ为沿中心线所围。

面积．有一定的影响．通过有限元计算结果和工程计算结果在初始屈曲时的应力对比，可以看出两者的变化规律一致．通过本次计算和后续的试验进行比较，验证计算的准确性，并得到合理的飞机屈曲分析计算。

方法．结束语。

采用有限元软件对机身壁板剪切试验进行线性屈曲分析，由计算结果可知试验件考核区先于非考参考文献：

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上接第１８８页）

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１９］王想生，赵彬，李永刚，等．基于的机翼翼梁的结构优化设计［ｊ］飞机设计。

编辑陈锋杰）

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