大型民機(jī)金屬結(jié)構(gòu)機(jī)身框與長桁間連接角片的細(xì)化有限元模型建模方法研究

對(duì)大型民機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)建立有限元模型進(jìn)行強(qiáng)度分析是民機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析的主要手段之一，隨著計(jì)算機(jī)運(yùn)算能力的不斷提高，有限元模型由原來的自然網(wǎng)格有限元模型逐步向網(wǎng)格尺度更小的細(xì)化有限元模型發(fā)展，這對(duì)細(xì)化有限元模型中飛機(jī)結(jié)構(gòu)的建模方法提出了新的挑戰(zhàn)。連接角片是連接機(jī)身框與長桁的常用結(jié)構(gòu)件，主要作用是使機(jī)身框和長桁之間能互相提供支持且變形協(xié)調(diào)，是飛機(jī)上除了緊固件之外數(shù)量最多的零件之一，由于連接角片受力特殊，其在細(xì)化有限元模型的建模方法直接影響模型建模質(zhì)量。本文首先將連接角片在局部精細(xì)化有限元模型中分別簡化成梁元和標(biāo)準(zhǔn)精細(xì)化單元，對(duì)兩種建模方案的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，最后提出一種能較真實(shí)模擬實(shí)際受力狀態(tài)的、適用于細(xì)化有限元模型的連接角片建模方法，解決了連接角片細(xì)化模型建模難的問題。

研究背景

對(duì)大型民機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)建立全機(jī)有限元模型是對(duì)民機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析的必要手段，為了準(zhǔn)確高效得到飛機(jī)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度分析結(jié)果，國內(nèi)外主要飛機(jī)研發(fā)單位對(duì)如何建立合適規(guī)模的全機(jī)有限元模型展開了全面、深入的研究。在大型民機(jī)初步設(shè)計(jì)階段，各飛機(jī)研發(fā)單位會(huì)結(jié)合成熟的工程經(jīng)驗(yàn)和已有的試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立忽略細(xì)節(jié)信息、高度簡化的全機(jī)自然網(wǎng)格有限元模型，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行快速分析，但這種模型用于分析結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)部位時(shí)分析精度較差，對(duì)被忽略的細(xì)節(jié)部位甚至無法分析。為了得到更高的有限元分析精度，有人提出借鑒汽車行業(yè)的建模思路，保留包括連接緊固件在內(nèi)的所有結(jié)構(gòu)零件細(xì)節(jié)特征，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)每個(gè)零件都進(jìn)行精確建模，即建立全機(jī)精細(xì)化有限元模型。然而這種全機(jī)精細(xì)化有限元模型規(guī)模非常龐大，單元尺寸在厘米級(jí)的精細(xì)化有限元模型的節(jié)點(diǎn)規(guī)模即達(dá)千萬量級(jí)，需要在高性能服務(wù)器中才能建立模型及運(yùn)算，且運(yùn)算耗時(shí)長、內(nèi)力計(jì)算結(jié)果文件大。

細(xì)化有限元模型是介于自然網(wǎng)格有限元模型和精細(xì)化有限元模型之間的一種模型，保留了飛機(jī)的全部結(jié)構(gòu)件信息，對(duì)零件局部細(xì)節(jié)特征和連接結(jié)構(gòu)特征進(jìn)行工程簡化，這種全機(jī)有限元細(xì)化模型的節(jié)點(diǎn)規(guī)模在百萬級(jí)左右，可在普通的高性能PC機(jī)上完成建模和運(yùn)算。這種模型的計(jì)算結(jié)果精度介于自然網(wǎng)格有限元模型和精細(xì)化有限元模型之間，能比較準(zhǔn)確地反映飛機(jī)結(jié)構(gòu)整體應(yīng)力分布情況，可對(duì)大部分結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)部位進(jìn)行強(qiáng)度分析；而對(duì)于局部細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)可建立子模型進(jìn)行進(jìn)一步分析，使得計(jì)算結(jié)果精度接近精細(xì)化有限元模型，而計(jì)算效率則遠(yuǎn)高于精細(xì)化有限元模型。在民用飛機(jī)競爭越來越激烈、飛機(jī)型號(hào)研究周期越來越短的今天，這種可在普通的高性能PC機(jī)上操作、兼顧分析精度和分析效率的細(xì)化有限元模型越來越被各飛機(jī)研發(fā)單位所接受。

在全機(jī)細(xì)化有限元模型建模時(shí)，設(shè)計(jì)員需要根據(jù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)零件的受力特征對(duì)零件局部細(xì)節(jié)和連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行工程簡化，這種工程簡化方法直接影響有限元模型建模質(zhì)量，決定了有限元模型分析結(jié)果精度。連接角片是連接機(jī)身框與長桁的常用結(jié)構(gòu)件，主要作用是使機(jī)身框和長桁互相提供支持且變形協(xié)調(diào)，受力狀態(tài)比較復(fù)雜，工程簡化難度大。本文對(duì)大型民機(jī)金屬結(jié)構(gòu)機(jī)身框與長桁間連接角片的細(xì)化建模方法展開研究，提出了一種能比較準(zhǔn)確模擬連接角片受力特性的建模方法。

研究方案

連接角片受力特性分析

大型民機(jī)金屬結(jié)構(gòu)機(jī)身框與長桁連接處的連接角片一般有三種類型，第一種是“L”形角片，此類角片常與剪切角片合并成一個(gè)整體件以減少零件數(shù)和減輕結(jié)構(gòu)重量，結(jié)構(gòu)如圖1所示；第二種是“T”形角片，此類角片由于其受力性能比“L”形角片好，常用在載荷較大的連接部位，結(jié)構(gòu)形式如圖2所示；第三種是“U”形角片，此類角片常用于與“π”長桁連接，結(jié)構(gòu)如圖3所示。

三種類型的連接角片在全機(jī)結(jié)構(gòu)中的作用一致，其受力特點(diǎn)如下：

1）在機(jī)身受增壓艙載荷作用蒙皮向外發(fā)生位移時(shí)，機(jī)身框和長桁隨蒙皮一起向外位移，但相比機(jī)身框，長桁向外位移量更大，連接角片因而受到長桁向外的拉伸載荷作用；

2）在機(jī)身框內(nèi)緣受軸壓載荷或側(cè)向載荷作用發(fā)生側(cè)向位移時(shí)，連接角片為框內(nèi)緣提供側(cè)向支持；

3）在機(jī)身長桁與蒙皮一起受軸壓載荷作用發(fā)生失穩(wěn)時(shí)，連接角片在框站位處為長桁提供介于鉸支與固支之間的約束支持。

本文將以“L”形連接角片為例，研究連接角片細(xì)化有限元模型建模方法。

圖1　“L”形角片結(jié)構(gòu)示意圖

圖2　“T”形角片結(jié)構(gòu)示意圖

圖3　“U”形角片結(jié)構(gòu)示意圖

連接角片細(xì)化建模簡化思路分析

根據(jù)2.1節(jié)對(duì)連接角片受力特性分析結(jié)果并結(jié)合連接角片的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，可在細(xì)化有限元模型中將連接角片簡化成梁元，該梁元的面積和剛度設(shè)置思路如下。

1）、根據(jù)連接角片的第一個(gè)受力特點(diǎn)，當(dāng)機(jī)身受增壓載荷作用時(shí)，框和長桁一起向外變形產(chǎn)生的位移差使連接角片承受拉伸載荷，這個(gè)位移差由連接角片在框腹板處外側(cè)連接緊固件與長桁腹板處緊固件之間有效長度的拉伸微應(yīng)變和連接角片因偏心受載而在局部產(chǎn)生的彎曲變形共同產(chǎn)生；而在細(xì)化有限元模型中簡化成梁元時(shí)，連接角片的有效長度為框外緣與長桁內(nèi)緣翻邊之間的距離，此時(shí)框與長桁之間的位移差由梁元拉伸微應(yīng)變產(chǎn)生。顯然梁元的拉伸剛度遠(yuǎn)大于連接角片本身的拉伸剛度，因此梁元面積需要乘以一個(gè)“等效系數(shù)”來模擬連接角片的拉伸剛度，這個(gè)等效系數(shù)的數(shù)值直接決定了細(xì)化有限元分析結(jié)果的準(zhǔn)確性。

2）對(duì)于連接角片的第二個(gè)和第三個(gè)受力特點(diǎn)，由于全機(jī)細(xì)化有限元模型常采用線性分析，機(jī)身框內(nèi)緣處側(cè)向位移、長桁和蒙皮受軸壓載荷作用下的失穩(wěn)變形均無法在全機(jī)細(xì)化有限元模型計(jì)算結(jié)果中反映出來，即連接角片的側(cè)向剛度對(duì)計(jì)算結(jié)果影響不大，因此梁元直接取連接角片截面真實(shí)彎曲剛度以反映連接角片對(duì)框和長桁的側(cè)向支持。

連接角片建模等效系數(shù)分析

連接角片在細(xì)化有限元模型中簡化為梁元時(shí)其面積等效系數(shù)可通過對(duì)比分析得到，主要思路是以精細(xì)化有限元模型作為基準(zhǔn)模型，再在精細(xì)化有限元模型中將連接角片簡化成梁元，通過調(diào)整梁元面積參數(shù)使兩個(gè)模型中指定節(jié)點(diǎn)處位移誤差及相對(duì)位移誤差最小來獲取面積等效系數(shù)，本次分析設(shè)定的目標(biāo)位移誤差控制在2%以內(nèi)、目標(biāo)相對(duì)位移誤差控制在1%以內(nèi)。

以某機(jī)型等直段機(jī)身框?yàn)樗憷x取1個(gè)框距、5個(gè)桁距范圍內(nèi)的框結(jié)構(gòu)建立精細(xì)化有限元模型作為基準(zhǔn)模型，如圖4所示。建模時(shí)以蒙皮圓弧中心點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)建立柱坐標(biāo)系，結(jié)構(gòu)零件均簡化成以框、剪切角片、長桁、蒙皮等零件厚度中心為中性面、厚度屬性取真實(shí)厚度、材料屬性均取結(jié)構(gòu)真實(shí)材料參數(shù)的殼單元，并將所有緊固件簡化成Cweld元。在基準(zhǔn)模型基礎(chǔ)上將連接角片簡化為梁元建立對(duì)比模型，如圖5所示。

兩個(gè)模型的約束和加載方式一致，即在長桁斷面?zhèn)冗叺拿善ず烷L桁截面節(jié)點(diǎn)處加航向載荷模擬在增壓載荷作用下長桁和蒙皮承受的航向張力，并約束柱坐標(biāo)系下4和5方向自由度；在框斷面?zhèn)冗叺拿善?、框截面?jié)點(diǎn)處約束柱坐標(biāo)系下2、4和5方向自由度；在蒙皮處加載由內(nèi)向外的增壓載荷。在對(duì)比模型中，建立了7個(gè)不同面積（即不同面積等效系數(shù)）參數(shù)的對(duì)比模型，各模型情況如表1所示。

選取中間連接角片兩端部在框腹板和長桁腹板各對(duì)應(yīng)的節(jié)點(diǎn)作為位移參考點(diǎn)對(duì)兩個(gè)模型的分析結(jié)果進(jìn)行比較，如表2所示。根據(jù)表2的比較結(jié)果可以看出，連接角片的面積等效系數(shù)取0.024時(shí)，兩個(gè)模型在位移參考點(diǎn)處的位移誤差最大為1.28%，相對(duì)位移誤差為0.18%，達(dá)到預(yù)期的簡化效果。

表2　位移參考點(diǎn)處位移對(duì)比表

表1　各模型情況匯總表

研究結(jié)論

本文通過對(duì)大型民機(jī)金屬結(jié)構(gòu)機(jī)身框與長桁連接的連接角片的受力特性分析和有限元對(duì)比分析，研究出一種有效的連接角片的細(xì)化有限元模型建模方法：

1）依據(jù)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和傳力特性，連接角片可簡化為梁元；

2）梁元彎曲剛度取連接角片真實(shí)彎曲剛度；

3）梁元面積取連接角片真實(shí)面積乘以等效系數(shù)；

4）等效系數(shù)通過有限元對(duì)比分析計(jì)算得到，“L”型角片的等效系數(shù)約為0.024。

該建模方法可供民用飛機(jī)設(shè)計(jì)人員在建立全機(jī)細(xì)化有限元模型時(shí)使用，能夠得到精度較高的計(jì)算結(jié)果。同時(shí)，這種通過受力特性分析和有限元對(duì)比分析來研究連接角片細(xì)化有限元模型建模方法的思路，可以推廣應(yīng)用于大型民機(jī)其他金屬結(jié)構(gòu)。

圖4　基準(zhǔn)模型圖

圖5　連接角片簡化為梁元的對(duì)比模型圖

10.3969/j.issn.1001- 8972.2016.13.032