范坤
【摘 要】結構穩定性分析方法多種多樣,目前用于飛機結構強度計算的方法有有限元法、工程計算方法、極限法以及通過試驗進行驗證的方法。根據經驗,工程計算方法相對比較保守,本文主要對飛機機身壁板典型結構分別采用有限元法及"極限法"進行軸壓穩定性分析,并與試驗結果進行對比,評估各種計算方法的誤差范圍,對飛機結構穩定性分析給出參考。
【關鍵詞】結構穩定性;分析方法;試驗;對比
1 研究對象
以飛機機身壁板典型結構為研究對象,選取機身下壁板中由3個長桁間距、1個框距組成的壁板結構,兩端適當延長用于夾持,結構示意圖見圖1。
按蒙皮厚度、長桁類型分為2種構型進行分析,見表1,長桁、框的類型見圖2,材料性能數據見表2。
2 分析方法
2.1 有限元法
建立結構的有限元計算模型,采用Nastran軟件進行線性屈曲計算。模型中普通框、長桁、蒙皮及連接角片簡化為板殼(shell)單元,鉚釘簡化為連接(Fastener)單元,模型一端面的節點簡支,另一端面節點約束y、z方向位移,并施加強迫位移(4mm)來模擬截面等應力的受載狀態。
對2種構型進行分析,得到結構失穩模態云圖,見圖3、圖4。通過云圖判斷機身壁板蒙皮首先失穩(局部失穩)。
在彈性范圍內,載荷和變形呈線性。按定義的邊界約束分析得到機身壁板的結構特征值,進而確定結構初始屈曲時加載端的強迫位移。
結構屈曲時加載端的強迫位移由公式(1)計算得到結果為:
構型A特征值為0.070167,對應的強迫位移為0.280668mm;構型B特征值為0.087768,對應的強迫位移為0.361072 mm。
將結構初始屈曲時的強迫位移作為計算載荷,按照線彈性應力~應變關系,計算得到結果為:
構型A彈性屈曲應力為31.1Mpa,屈曲載荷為35.174kN;構型B彈性屈曲應力為40.0 Mpa,屈曲載荷為45.240kN。
2.2 極限法
3 試驗結果及對比分析
利用試驗機的壓縮平臺直接施加壓縮載荷。試驗件的夾持和加載方式如圖5所示。
試驗結果及上述計算方法對比結果見表5。
【參考文獻】
[1]《飛機設計手冊》第9章[Z].
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