鄧忠林,劉建業(yè)

(沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院),沈陽(yáng) 110136)

基于CATIA的型架參數(shù)化剛度校核方法

鄧忠林,劉建業(yè)

(沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院),沈陽(yáng) 110136)

型架是飛機(jī)裝配過程中的重要工裝，剛度校核是其設(shè)計(jì)過程中必不可少的重要環(huán)節(jié)。通過簡(jiǎn)化剛度校核過程中的模型建立、參數(shù)設(shè)置與骨架重構(gòu)，從而從大量備選參數(shù)中快速選取最優(yōu)參數(shù)對(duì)型架設(shè)計(jì)具有重要意義?；诰€框化模型建立方法，利用CATIA平臺(tái)，將參數(shù)化技術(shù)與有限元分析仿真相結(jié)合，提出了一種參數(shù)化的剛度校核方法，通過算例驗(yàn)證此方法在保證剛度校核準(zhǔn)確度的前提下縮短了校核時(shí)間，降低了重復(fù)工作量，提高了型架設(shè)計(jì)的工作效率。

飛機(jī)型架；剛度校核；參數(shù)化；線框化；CATIA

裝配型架是飛機(jī)裝配中的重要工裝，其剛度直接影響著飛機(jī)產(chǎn)品裝配質(zhì)量與安裝精度[1]。目前國(guó)內(nèi)飛機(jī)型架設(shè)計(jì)主要依靠人工經(jīng)驗(yàn)，根據(jù)具體裝配要求，選取相似的現(xiàn)存型架作為參考，利用CATIA、UG等軟件對(duì)其進(jìn)行3D建模，通過有限元仿真分析工具進(jìn)行剛度校核，若不滿足剛度需求則修正3D模型方案并重復(fù)以上步驟直到達(dá)到要求為止[1-3]。這種“參考設(shè)計(jì)-3D建模-有限元分析-修正-3D建模-有限元分析”的流程對(duì)于型架的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)相同僅結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)改變的情況會(huì)產(chǎn)生大量重復(fù)勞動(dòng)而降低整個(gè)型架設(shè)計(jì)的工作效率。

本文基于CATIA平臺(tái)，將參數(shù)化技術(shù)與有限元分析仿真相結(jié)合，提出一種參數(shù)化的剛度校核方法，當(dāng)型架拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)不變時(shí)能夠在CAE模塊中快捷的重構(gòu)分析模型并進(jìn)行剛度有限元分析[4-5],解決了傳統(tǒng)型架剛度校核中存在的當(dāng)模型數(shù)據(jù)改變后重建模型重復(fù)工作量大，效率低下的問題。

1 基于CATIA的型架參數(shù)化建模及剛度分析方法

1.1 型架線框化方法

由于傳統(tǒng)建模方法是在基準(zhǔn)層面間直接對(duì)構(gòu)造骨架補(bǔ)充擴(kuò)張參數(shù)，且直接對(duì)三維實(shí)體單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并不利于模型重構(gòu)與有限元分析。故基于型架線框化理論對(duì)型架模型進(jìn)行線框化簡(jiǎn)化處理，簡(jiǎn)化過程基于以下原則。

(1)骨架結(jié)構(gòu)：將骨架中單個(gè)獨(dú)立元素單元視為梁?jiǎn)卧驐U單元，各個(gè)梁?jiǎn)卧慕Y(jié)合處根據(jù)不同的情況將其視為剛性連接和鉸接兩種形式的節(jié)點(diǎn)。梁?jiǎn)卧奈恢每捎稍Y(jié)構(gòu)的形心軸線位置確定，結(jié)點(diǎn)位置位于梁?jiǎn)卧孛嫘涡奶?，梁?jiǎn)卧L(zhǎng)度由結(jié)點(diǎn)之間距離確定。

(2)作用載荷：在型架剛度分析中載荷分基體載荷和后加載荷，基體載荷即型架梁或框架的自重。后加載荷即在梁上定位點(diǎn)的安裝過程中逐步加與其上或最后加與其上的載荷，常見的有產(chǎn)品的重量、卡板及叉子重量、接頭定位件重量、操作工人重量等。產(chǎn)品的重量可按集中載荷簡(jiǎn)化均分到各個(gè)作用點(diǎn)上，叉子與卡板可視為整體考慮，當(dāng)其數(shù)量少且間距大時(shí)可將其按集中載荷簡(jiǎn)化，平均分配到上下梁支點(diǎn)上。當(dāng)布置緊密，數(shù)量多且間距小時(shí)，可以將其按均布載荷簡(jiǎn)化。接頭定位件重量可按集中載荷簡(jiǎn)化，作用位置根據(jù)具體情況確定。操作工人重量可按人均體重視為集中載荷，作用于最危險(xiǎn)處。

(3)邊界條件的簡(jiǎn)化：邊界點(diǎn)可直觀的根據(jù)實(shí)際結(jié)構(gòu)的邊界情況確定，并根據(jù)實(shí)際情況將其簡(jiǎn)化為固定支座或鉸支座[1-3]。

1.2 型架參數(shù)驅(qū)動(dòng)方法

由型架線框化方法可知型架骨架由梁?jiǎn)卧獦?gòu)成，其具有明顯的參數(shù)化驅(qū)動(dòng)特性，能夠用參數(shù)表征其結(jié)構(gòu)尺寸，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)可變型架的有限元分析[4-5]。其參數(shù)化驅(qū)動(dòng)元素分為以下3種。

(1)構(gòu)造骨架：構(gòu)造骨架是型架的主體框架，作用為撐起整體結(jié)構(gòu)的核心框架;

(2)擴(kuò)展參數(shù)：擴(kuò)展參數(shù)是對(duì)構(gòu)造骨架的擴(kuò)充，擴(kuò)展參數(shù)作用于構(gòu)造骨架上，主要為型架的截面參數(shù)與材料參數(shù);

(3)基準(zhǔn)層面：基準(zhǔn)層面是對(duì)同一類構(gòu)造骨架的承載，它標(biāo)明了構(gòu)造骨架與擴(kuò)展參數(shù)擴(kuò)充的起始與終了。

建立模型需先確定一段骨架單元的基準(zhǔn)層面，再在其上根據(jù)構(gòu)造骨架補(bǔ)充擴(kuò)展參數(shù)，循環(huán)往復(fù),最終完成型架建模。如圖1所示為某機(jī)機(jī)身后段裝配型架骨架圖，L1、L2、L3、L4、L5、L6、L7、L8、L9為第一段型架的構(gòu)造骨架，S111、S211、S311、S112、S113、S313、S114、S314為立柱L1、L2、L5、L8、L9的基準(zhǔn)層面，R1212、R1313、R1314、R1215為左半?yún)^(qū)斜梁L7、L3的基準(zhǔn)層面，Rr212、Rr113、Rr114、Rr215為右半?yún)^(qū)斜梁L4、L6的基準(zhǔn)層面，D1、D2為第一段型架骨架與第二段骨架的基準(zhǔn)層面。骨架由壁厚5 mm，邊長(zhǎng)100×100 mm的方鋼焊接而成，方鋼的截面尺寸是該型架骨架的擴(kuò)展參數(shù)。角標(biāo)數(shù)字按順序表示了該參數(shù)所在的x、y、z層面標(biāo)號(hào)，由以上參數(shù)能夠完全實(shí)現(xiàn)在不同層面的參數(shù)化驅(qū)動(dòng)[6-8]。

圖1 某機(jī)機(jī)身后端裝配型架骨架

1.3 CATIA的參數(shù)化技術(shù)

常見的參數(shù)化方法可分為代數(shù)法、人工智能法、直接操作法和語(yǔ)言描述法。CATIA參數(shù)化實(shí)質(zhì)上為采用語(yǔ)言描述法對(duì)線框化模型參數(shù)化設(shè)計(jì)并進(jìn)行剛度分析的方法。上述方法的具體實(shí)施步驟如下。

(1)利用參數(shù)化理論在Parameters TREE下對(duì)線框化模型設(shè)定獨(dú)立于基體的Parameters與用于建立各參數(shù)聯(lián)系的formulas等知識(shí)對(duì)象[8]。

(2)使用Edit Formula將型架中具有明確數(shù)值的構(gòu)造骨架長(zhǎng)度與基準(zhǔn)層面間距等隱式的設(shè)計(jì)實(shí)踐同嵌入整個(gè)設(shè)計(jì)過程的顯示知識(shí)Parameters相關(guān)聯(lián)[9]，實(shí)現(xiàn)特征參數(shù)對(duì)骨架和擴(kuò)展參數(shù)的代替。

(3)使用CATIA Command Language于內(nèi)部或通過外部文件設(shè)計(jì)表(Design Table)于外部控制特征參數(shù)。

(4)根據(jù)裝配要求對(duì)特征參數(shù)進(jìn)行賦值，構(gòu)建分析模型并進(jìn)行有限元分析。

對(duì)于拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)相同的型架在前三步完成后，只需重復(fù)進(jìn)行第4步便可得到新結(jié)構(gòu)參數(shù)的有限元分析結(jié)果，集成且智能化的實(shí)現(xiàn)了三維幾何模型和設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)的統(tǒng)一，從而有利于飛機(jī)型架設(shè)計(jì)知識(shí)的繼承與積累，提高了新型架的開發(fā)的效率，節(jié)約了時(shí)間與成本[9-12]。由于特征參數(shù)儲(chǔ)存于外部文件，可通過修改外部關(guān)聯(lián)EXCEL表來快速添加、修改、刪除數(shù)組，并不直接操作有限元軟件本身。故這個(gè)過程甚至可以不要求操作人員具有豐富的有限元分析知識(shí)便可實(shí)現(xiàn)。圖2為某型飛機(jī)機(jī)身后段骨架特征參數(shù)外部文件設(shè)計(jì)表。

圖2 某型飛機(jī)機(jī)身后段骨架特征參數(shù)外部文件設(shè)計(jì)表

1.4 基于CATIA的剛度分析方法

關(guān)聯(lián)擴(kuò)展參數(shù)是剛度分析的關(guān)鍵，骨架參數(shù)的參數(shù)化驅(qū)動(dòng)關(guān)聯(lián)是通過Generative Shape Design模塊進(jìn)行的，而擴(kuò)展參數(shù)是通過CAE模塊進(jìn)行參數(shù)化關(guān)聯(lián)的，其關(guān)聯(lián)的實(shí)質(zhì)是將擴(kuò)展參數(shù)作為一種附加因素施加于構(gòu)造骨架上，將其由三維梁?jiǎn)卧D(zhuǎn)化為一維線性單元分析，從而大大減少了占用內(nèi)存與計(jì)算時(shí)間[13]。整體施加流程包括利用Beam Mesher對(duì)其進(jìn)行整體梁?jiǎn)卧W(wǎng)格劃分，并利用Beam Property 生成梁?jiǎn)卧獙傩裕瑢?duì)構(gòu)造骨架進(jìn)行截面與材料等擴(kuò)展參數(shù)的補(bǔ)充?；贑ATIA參數(shù)化技術(shù)使用Section方法對(duì)截面參數(shù)進(jìn)行設(shè)定，在外部編輯型鋼設(shè)計(jì)表并關(guān)聯(lián)，對(duì)不同種擴(kuò)展參數(shù)實(shí)現(xiàn)參數(shù)化驅(qū)動(dòng)[5]。利用Loads工具施加對(duì)應(yīng)載荷，載荷的類型根據(jù)作用載荷簡(jiǎn)化方法簡(jiǎn)化為集中或均布載荷，并根據(jù)邊界條件簡(jiǎn)化方法利用Restraints工具對(duì)邊界約束加以限定[14]。利用Compute計(jì)算結(jié)果，輸出有限元云圖，整體流程如圖3所示。

圖3 基于CATIA的型架剛度分析流程圖

2 應(yīng)用實(shí)例

為了分析方法的準(zhǔn)確性，參照航標(biāo)(HB/Z73-83)《型架常用框架計(jì)算剛度》中的立式框架模型[15]，如圖4所示，將標(biāo)準(zhǔn)給定的撓度值采用兩種方法計(jì)算值進(jìn)行對(duì)比，據(jù)《型架常用框架計(jì)算剛度》中立式框架的尺寸規(guī)格：L=2 000 mm，H=1 500 mm，材料：Q235鋼，彈性模量E=210 GPa，柏松比ν=0.25，密度ρ=7 850 kg/m3；對(duì)焊槽鋼16 b，力系施加如圖5所示，PZ=-490 N,MX=-98 N/m。

圖4 立式型架結(jié)構(gòu)

圖6所示為常規(guī)建模法與線框化法剛度校核云圖，撓度分別為Ymax1=0.041 9 mm，Ymax2=0.042 1 mm，二者與航標(biāo)結(jié)果0.03+0.01=0.04 mm吻合(力與力矩產(chǎn)生的負(fù)Z向撓度值0.03 mm,型架自重產(chǎn)生的負(fù)Z向撓度值0.01 mm)。

圖5 立式型架力系

圖6 常規(guī)建模法與線框化參數(shù)法剛度校核云圖

圖7所示為線框化后的某型號(hào)飛機(jī)機(jī)身后段裝配型架，為選取合適型材需進(jìn)行自重下的剛度有限元分析。外形骨架截面形狀為正六邊形，根據(jù)驅(qū)動(dòng)參數(shù)不同，將6組機(jī)型數(shù)據(jù)寫入設(shè)計(jì)表中待測(cè),詳見表1，并以關(guān)聯(lián)外部文件的方法對(duì)構(gòu)造骨架進(jìn)行參數(shù)化驅(qū)動(dòng)。型材選取了12種常見熱軋普通槽鋼對(duì)焊，型號(hào)為12、14a、14b、16a、16b、18b、20b、22b、25b、28b、32b與36b，規(guī)格按GB/T 707-1988計(jì)算[16]，并將截面數(shù)據(jù)寫入另一關(guān)聯(lián)數(shù)據(jù)表中。各型材連接方法為焊接，故構(gòu)造骨架間簡(jiǎn)化為剛性連接。整體型架由地腳螺栓與地面基礎(chǔ)連接，簡(jiǎn)化為固定支座。

如圖8所示為圖1參數(shù)型架的線框化方法剛度分析與常規(guī)建模方法剛度分析有限元云圖，計(jì)算包含其與表1在內(nèi)的9組型架在使用該型號(hào)方

圖7 線框化后的某機(jī)機(jī)身后段裝配型架

鋼時(shí)自重下的撓度值與計(jì)算時(shí)長(zhǎng)，統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)如圖9所示，可明顯看出二者的撓度值曲線貼合并無較大誤差，而常規(guī)方法分析時(shí)間遠(yuǎn)高于線框化參數(shù)法。由于常規(guī)建模法計(jì)算時(shí)長(zhǎng)隨型架整體尺寸增大而明顯增大，二者時(shí)長(zhǎng)差距會(huì)被逐漸拉開。這是由于增大結(jié)構(gòu)尺寸會(huì)加大三維計(jì)算網(wǎng)格量造成的，而線框化參數(shù)法實(shí)質(zhì)為一維網(wǎng)格計(jì)算并不受影響造成的。同樣提高網(wǎng)格劃分精度與增加施加載荷量也會(huì)得到相同結(jié)論，由此該方法具有不錯(cuò)的準(zhǔn)確性與快速性。

如圖10～13為Ⅰ至Ⅶ組型架在理想對(duì)焊槽鋼下的剛度分析有限元云圖，由于采用參數(shù)化驅(qū)動(dòng)，不同組模型重構(gòu)，只需在設(shè)計(jì)表下選取對(duì)應(yīng)數(shù)據(jù)的數(shù)組即可完成，而不需重新建模，大大提高了校核效率。對(duì)于機(jī)身裝配型架等一般精度要求的型架，一般的許用撓度為0.2 mm[2]。型架最終使用截面類型根據(jù)變形量確定，使用大截面尺寸的型鋼時(shí)雖可提高型架剛度，但同時(shí)會(huì)提高型架重量與成本。因此可以選用適中截面尺寸的型鋼，再加以角材等加固件，既保證了剛度，又減輕了重量與成本。

表1 某機(jī)機(jī)身后段裝配型架參數(shù)表

圖8 線框化模型與傳統(tǒng)模型有限元云圖對(duì)比圖

圖9 撓度與計(jì)算時(shí)長(zhǎng)對(duì)比圖

圖10 16a對(duì)焊槽鋼的Ⅰ號(hào)與18b對(duì)焊槽鋼的Ⅱ號(hào)型架有限元云圖

圖11 18b對(duì)焊槽鋼的Ⅲ號(hào)與20b對(duì)焊槽鋼的Ⅳ號(hào)型架有限元云圖

圖12 28b對(duì)焊槽鋼的Ⅴ號(hào)與28b對(duì)焊槽鋼的Ⅵ號(hào)型架有限元云圖

圖13 32b對(duì)焊槽鋼的Ⅶ號(hào)型架有限元云圖

3 結(jié)論

在研究型架剛度校核方法的基礎(chǔ)上，對(duì)型架模型線框化方法進(jìn)行了分析，論述了該方法的線框化過程，并基于CATIA的參數(shù)化技術(shù)提出了一種參數(shù)化驅(qū)動(dòng)的剛度校核方法。經(jīng)實(shí)例驗(yàn)證，該方法校核結(jié)果準(zhǔn)確、可靠，且比常規(guī)建模法降低了計(jì)算時(shí)間，簡(jiǎn)化了模型重構(gòu)過程，減少了同種拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)多數(shù)據(jù)情況下的重復(fù)工作量，提高了型架設(shè)計(jì)的工作效率；另外，該方法可通過補(bǔ)充實(shí)際工況，為多工況下型架剛度對(duì)比提供了可供參考的解決途徑。

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(責(zé)任編輯：吳萍 英文審校：趙歡)

ResearchonparameterizedrigiditycheckofJigbasedonCATIA

DENG Zhong-lin,LIU Jian-ye

(Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Jig is an important fixture for assembling aircraft，and its rigidity check is an indispensable step of Jig design.During the rigidity check,modeling,setting of parameters and reconstruction of skeleton are simplified to select optimum parameters for the design of jig from a large number of alternative parameters.A method of parameterized rigidity check was proposed using CATIA.The method combined parameterized technology with finite element analysis based on linear modeling.The example shows that the method can shorten check time,reduce repeated workload and improve efficiency of jig design under a condition of retaining rigidity check accuracy.

aircraft jig;rigidity check;parameterized;linear;CATIA

2017-04-13

鄧忠林(1960-)，男，遼寧沈陽(yáng)人，教授，主要研究方向：航空設(shè)備與工藝試驗(yàn)，E-mail:zhonglindeng@126.com。

2095-1248(2017)04-0034-07

V264

： A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.04.004