本發(fā)明屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)領(lǐng)域，尤其涉及一種艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算方法。
背景技術(shù)：
艙門結(jié)構(gòu)是飛機(jī)上特殊的運(yùn)動(dòng)部件，對(duì)于氣密艙門，主要承受正負(fù)壓差載荷、氣動(dòng)載荷以及慣性載荷等。由于艙門與機(jī)身有較多的接觸關(guān)系，這要求在艙門結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度計(jì)算過程中，需要根據(jù)載荷情況來確定艙門的邊界約束條件。增壓情況下，主要承受氣密載荷，由固定的止動(dòng)接頭傳遞到機(jī)身結(jié)構(gòu)上；非增壓情況下，主要承受慣性載荷，由艙門鎖閂、導(dǎo)向槽等傳遞到機(jī)身結(jié)構(gòu)上。
對(duì)艙門結(jié)構(gòu)而言，一方面由于不同的載荷情況有不同的載荷傳遞路徑，如果采用線性靜力計(jì)算，需要對(duì)每種載荷情況定義單獨(dú)的約束條件，工作量大，并且難以模擬真實(shí)的接觸情況；另一方面由于艙門屬于多點(diǎn)接觸的靜不定結(jié)構(gòu)，如果采用工程方法很難得出準(zhǔn)確的結(jié)果。
在工程上雖然可以采用間隙單元來解決接觸問題，但是間隙單元需要使用非線性求解序列，同時(shí)需要預(yù)估所用間隙單元的剛度，導(dǎo)致耗費(fèi)時(shí)間較長(zhǎng)，特別是對(duì)于多種工況的計(jì)算，費(fèi)時(shí)費(fèi)力，在方案設(shè)計(jì)之初這種方法并不可取。因此需要建立一種新的計(jì)算方法，方便、快速、準(zhǔn)確地進(jìn)行艙門靜強(qiáng)度計(jì)算。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明提供了一種艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算方法，基于線性接觸分析方法進(jìn)行靜強(qiáng)度計(jì)算，目的是為了提高包含多種工況的多點(diǎn)接觸問題的計(jì)算效率。
本發(fā)明艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算方法，主要包括以下步驟:
s1、建立艙門結(jié)構(gòu)的有限元模型；
s2、根據(jù)艙門結(jié)構(gòu)與機(jī)身結(jié)構(gòu)的配合關(guān)系，確定邊界條件；
s3、根據(jù)所述邊界條件確定艙門結(jié)構(gòu)的約束條件所適用的載荷工況，所述載荷工況包括氣密載荷工況與慣性載荷工況；
s4、進(jìn)行線性接觸分析模型的約束，建立約束控制文件，計(jì)算艙門線性接觸約束反力的結(jié)果。
優(yōu)選的是，在建立所述有限元模型時(shí)，選取的艙門承力組件至少包含蒙皮、縱梁、橫梁、止動(dòng)接頭、導(dǎo)向輪以及鎖閂。
上述方案中優(yōu)選的是，在建立所述有限元模型時(shí)，模擬止動(dòng)接頭的連接剛度時(shí)，至少包括止動(dòng)銷剛度以及止動(dòng)接頭耳片的剛度。
上述方案中優(yōu)選的是，所述邊界條件包括止動(dòng)接頭與機(jī)身結(jié)構(gòu)的接觸約束、蒙皮與機(jī)身結(jié)構(gòu)的接觸約束、導(dǎo)向輪與機(jī)身門框的接觸約束以及氣密與慣性載荷下的載荷約束。
上述方案中優(yōu)選的是，所述步驟s4進(jìn)一步包括建立約束控制文件，并由nastran運(yùn)算及調(diào)試，求解序列101。
本發(fā)明同時(shí)建立非線性分析模型，利用間隙單元gap模擬接觸關(guān)系，提交nastran進(jìn)行非線性分析，求解序列106，經(jīng)過統(tǒng)計(jì)所用計(jì)算時(shí)間是線性接觸計(jì)算的2倍。兩種計(jì)算模式下，正壓載荷作用下止動(dòng)接頭約束反力分布基本一致。因此采用線性接觸分析方法能更方便、準(zhǔn)確地計(jì)算艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)和效果包括：
1)本發(fā)明提供的方法能準(zhǔn)確模擬艙門結(jié)構(gòu)的接觸特性，滿足艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算要求。
2)與非線性計(jì)算相比，不用去計(jì)算間隙單元?jiǎng)偠葦?shù)據(jù)，而且可以多工況分別求解，大幅縮短計(jì)算周期，降低了設(shè)計(jì)成本。
3)本發(fā)明提供的方法可以完成線性分析下的接觸計(jì)算，操作簡(jiǎn)單，實(shí)現(xiàn)了計(jì)算方法與流程的標(biāo)準(zhǔn)化，避免了不同研發(fā)人員計(jì)算時(shí)出現(xiàn)的結(jié)果偏差。
附圖說明
圖1為本發(fā)明艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算方法的一優(yōu)選實(shí)施例的流程圖。
具體實(shí)施方式
為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。
下面通過實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
本發(fā)明提供了一種艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算方法，，基于線性接觸分析方法進(jìn)行靜強(qiáng)度計(jì)算，目的是為了提高包含多種工況的多點(diǎn)接觸問題的計(jì)算效率。
本發(fā)明艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算方法，主要包括以下步驟:
s1、建立艙門結(jié)構(gòu)的有限元模型；
s2、根據(jù)艙門結(jié)構(gòu)與機(jī)身結(jié)構(gòu)的配合關(guān)系，確定邊界條件；
s3、根據(jù)所述邊界條件確定艙門結(jié)構(gòu)的約束條件所適用的載荷工況，所述載荷工況包括氣密載荷工況與慣性載荷工況；
s4、進(jìn)行線性接觸分析模型的約束，建立約束控制文件，計(jì)算艙門線性接觸約束反力的結(jié)果。
本實(shí)施例以民機(jī)艙門為例，進(jìn)行艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度的接觸計(jì)算，實(shí)現(xiàn)過程如下：
第一，選取艙門主要承力組件，應(yīng)包含：蒙皮、縱梁、橫梁、止動(dòng)接頭、導(dǎo)向輪和鎖閂，建立艙門結(jié)構(gòu)有限元模型，為了準(zhǔn)確模擬艙門結(jié)構(gòu)各個(gè)部位的接觸情況，相鄰縱梁和橫梁之間的蒙皮分塊不少于4×4個(gè)。
在有限元模型簡(jiǎn)化時(shí)，止動(dòng)接頭簡(jiǎn)化為剛體單元rbe2，與機(jī)身的連接用cbush單元來模擬。為了準(zhǔn)確模擬連接剛度，必須同時(shí)考慮止動(dòng)銷的剛度和止動(dòng)接頭耳片的剛度。
在載荷f作用下，止動(dòng)銷和止動(dòng)接頭總變形為：δ＝δ1+δ2。
δ1為止動(dòng)銷變形，止動(dòng)銷軸向受載：變形為
同理，δ2為止動(dòng)接頭變形，止動(dòng)接頭認(rèn)為是端頭施加載荷的懸臂梁受載，變形為
由胡可定律f＝kx(x為上述變形，即δ1或δ2)，得止動(dòng)銷剛度：
同理，得止動(dòng)接頭耳片剛度：
因此，止動(dòng)銷和止動(dòng)接頭的總剛度：
第二，根據(jù)艙門結(jié)構(gòu)與機(jī)身結(jié)構(gòu)的配合關(guān)系，艙門的蒙皮、止動(dòng)接頭和鎖閂和機(jī)身結(jié)構(gòu)均具有配合關(guān)系，確定艙門的邊界條件如下：
1)止動(dòng)接頭與機(jī)身結(jié)構(gòu)為接觸關(guān)系，接觸約束方向沿止動(dòng)平面法向，向內(nèi)為正；
2)艙門周邊的蒙皮與機(jī)身結(jié)構(gòu)為接觸關(guān)系，接觸約束方向沿蒙皮法向，向外為正；
3)導(dǎo)向輪與機(jī)身前部門框?yàn)榻佑|關(guān)系，接觸約束為豎向和航向，豎向以向上為正，航向以向后為正；
4)導(dǎo)向輪與機(jī)身后部門框?yàn)榻佑|關(guān)系，接觸約束為豎向和航向，豎向以向上為正，航向以向前為正；
5)氣密載荷工況下，對(duì)蒙皮施加均布?xì)饷茌d荷；慣性載荷工況下，對(duì)艙門有限元模型施加慣性過載系數(shù)；
第三，由上述的邊界條件，確定艙門約束條件所適用的載荷工況。
表1給出了艙門約束條件所適用的載荷工況，其中x沿飛機(jī)航向向后為正，y向右為正，z向上為正。
表1艙門約束條件所適用的載荷工況
其中，“√”表示接觸有效，“×”表示接觸無效，“―”表示非主要傳載方向的約束。
第四，根據(jù)表1，進(jìn)行線性接觸分析模型的約束，在止動(dòng)接頭位置建立沿止動(dòng)平面法向的接觸，約束方向向內(nèi)，由suport卡定義；在周邊蒙皮位置建立沿蒙皮法向的接觸，約束方向向外，由suport卡定義；在導(dǎo)向輪位置建立沿豎向的接觸，約束方向向上，由suport卡定義；在鎖閂位置約束豎向、側(cè)向的自由度，由spc卡定義。
最后，建立約束控制文件，提交nastran運(yùn)算并調(diào)試，求解序列101。
表2給出了艙門線性接觸計(jì)算約束反力的結(jié)果。
表2、艙門線性接觸計(jì)算約束反力結(jié)果
為了使發(fā)明效果更加突出，本實(shí)施例還采用了線性分析方法進(jìn)行了結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算，如下所示。
建立非線性分析模型，利用間隙單元gap模擬接觸關(guān)系，提交nastran進(jìn)行非線性分析，求解序列106，經(jīng)過統(tǒng)計(jì)所用計(jì)算時(shí)間是線性接觸計(jì)算的2倍。表3給出了艙門非線性接觸計(jì)算約束反力的結(jié)果。
表3、艙門非線性計(jì)算約束反力結(jié)果
對(duì)比線性接觸計(jì)算結(jié)果與非線性計(jì)算結(jié)果，兩者在主要載荷方向的約束反力量值相當(dāng)；在兩種計(jì)算模式下，正壓載荷作用下止動(dòng)接頭約束反力分布基本一致。因此采用線性接觸分析方法能更方便、準(zhǔn)確地計(jì)算艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)和效果包括：
1)本發(fā)明提供的方法能準(zhǔn)確模擬艙門結(jié)構(gòu)的接觸特性，滿足艙門結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度計(jì)算要求。
2)與非線性計(jì)算相比，不用去計(jì)算間隙單元?jiǎng)偠葦?shù)據(jù)，而且可以多工況分別求解，大幅縮短計(jì)算周期，降低了設(shè)計(jì)成本。
3)本發(fā)明提供的方法可以完成線性分析下的接觸計(jì)算，操作簡(jiǎn)單，實(shí)現(xiàn)了計(jì)算方法與流程的標(biāo)準(zhǔn)化，避免了不同研發(fā)人員計(jì)算時(shí)出現(xiàn)的結(jié)果偏差。
最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制。盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。