采用PATRANNASTRAN机身加强框缠绕膜机环保设施座钟延长杆复合机

采用PATRAN/NASTRAN机身加强框段高应变梯度原因分析

摘要：针对某型机中机身加强框在全机静力试验中出让身处其中的特变电工股分有限公司全部人员有1种求生存、盼发展的强烈欲望现高应变梯度的现象，在全机有限元模型基础上，对该框段及其周围部件建立了细节有限元模型，同时考虑了部件的细化和连接关系的细化，得到了与试验应变相接近的结果。通过对该区域传力路径的分析，确定了高应变及及梯度产生的原因，为后续全机静力试验提供了依据。

关键字：机身框段；高应变梯度；模型细化

1. 前言

现代飞机设计均采用薄壁式结构，对于机身结构来说，隔框是其重要的组成部分。隔框分为普通框和加强框，普通框的作用是维持机身外形，支持机身长桁和蒙皮。加强框除具有普通框的作用外，还要承受飞机其他部件、组件、货载和设备传来的集中载荷，受力状态比较复杂。本文就某型机中机身框段在前期试验中出现高应变梯度的现象，采用PATRAN 对这样一个典型机身加强框进行了细节有限元分析，为了消除模型切割带来的二次误差，在原始模型中对考核部位直接进行细化，然后采用大量的过渡单元将细节模型和全机模型连接起来，较为真实地模拟了该框段的受力形式。

2. 结构简介

考核框为机身加强框，所使用材料为70 光学棱镜系列铝材，加工方法为锻造，如图1 所示，位于中机身段主起落架大开口的前端，机翼后梁通过后梁对接上接头与其外缘条相连，中央翼腹板通过螺栓与其腹板相连，纵向构件主起口框梁与其外缘条也通过螺栓相连。同时，如图2所示，与其相连的还有地板，后三叉接头等构件。该框段的主要作用是维持机身的截面形状，作为桁条、蒙皮的支承点，将局部集中力及力矩传给蒙皮，同时，外翼有前后两根大梁，该框与外翼后梁通过三叉接头及后梁对接接头相连，传递外翼后梁的部分载荷。

图1 框段示意图

图2 高应变取连接示意图

根据对试验数据的分析，如图3 所示，在该框段外缘条处，在框平面法线方向上存在着高应变梯度的现象，在限制载荷下，框腹板片压应变为269με，而在远离框腹板的棱上压应变高达4848με。

图3 高应变梯度

3. 结构细节模型的建立

原模型采用结构自然格进行有限元划分，即在机身每个框站位处仅有一排节点。在机翼后梁与该框相交位置只有一个节点，对结构有较大简化，对该处的细节传力的模拟比较简单。后梁的上缘条、腹板，框的上下外缘产品质量良莠不齐条、上下腹板都在该节点处相连，同时这种简化未考虑框高应变区附近的具体连接关系，如框腹板与中央翼腹板的连接、框缘条与口框梁的连接、框缘条与后梁对接上接头等。同时，对于考核框本身，将框缘条简化为梁元，无法通过分析得到框缘条上的高应变梯度，为了更一步分析高应变及其梯度产生的原因，采用PATRAN软件分别对框以及框附近部件及其周围连接关系进行了细化。

3.1 框及周围单元的细化

为了详细地表达框及其与周围相连构件的连接关系，对框进行了细化。原模型在此处节点较少，细化时首先在该框周围表征结构的点上都布置上节点。原模型的框缘条为梁元(CBAR)，细化模型框外缘节点取在蒙皮外表面，按实际结构用壳元(CQUAD4)进行模拟，并根据节点的高度与实际形心的高度虑了壳元的偏心，对于变厚度的结构，按等体积法取其等效厚度。原始模型中长桁为杆单元(CROD)，略去了它本身的抗弯能力及长桁形心与模型节点之间的偏心。而实际结构中长桁处在机身蒙皮内表面，其形心偏里一些，而计算节点取在了蒙皮外表面，未考虑偏心相当于提高了长桁在整个机身剖面中的高度，使计算结构偏于危险。细化模型不仅考虑了偏心，还用壳元(CQUAD4)来如实模型长桁在机身上的分布。

除了对框本身进行了细化，对在原始有限元模型中没有考虑的构件，如后梁对接上接头，进行了重新建模；对框周围与框有连接关系的结构，如主起口框梁、蒙皮加强板等也通过两层单元分别建立了细化模型，并对细化模型周围的结构进行格过渡。框及周围结构的有限元模型单元类型选取如表1 所示：

表1 框连接构件的有限元单元模拟

零件名称 单元类型

中央翼后上蒙皮 壳元

加强板 壳元

18 长桁 壳元

主起口框梁 壳元

槽形件 壳元

连接板 壳元

角盒 壳元

中机身气密地板前承压板 壳元

中机身气密地板Ｔ形连接件 杆元

中机身气密地板纵向密封件 梁元

气密地板连接支柱 梁元

后三叉接头 杆元

转折梁 梁元

中央翼后梁上缘条 杆元

后梁对接上接头 壳元

中央翼隔板 剪力板元

3.2 连接关系细化

为了更真实地模拟该框附近的传力情况，对框附近的连接关系进行了细化。模拟的连接关系有：框腹板与中央翼腹板的连接、框缘条与口框梁的连接、框缘条与后梁对接上接头等。

对于框缘条与后梁对接上接头连接螺栓，在螺栓位置用三个弹簧元分别模拟螺栓的受拉和两个方向的受剪。

弹簧元的刚度按下式计算：

式中：

K1 ——螺栓的拉伸刚度；

K2 、 K3 ——螺栓的剪切刚度；

E ——弹性模量；

G ——剪切模量；

A ——螺栓截面面积；

L ——螺栓长度；

同时用x 方向(翼展方向)的刚体元(RBE2)来模拟后梁对接接头与框外缘条的挤压，由于接头与框外缘条之间的挤压可能只有部分面接触，对于非挤压的接触区域，不能使用刚体元连接。为此，采用试算的方法确定了挤压区域。首先对整个挤压区域建武术用品立刚度较大的杆元，通过计算得到受拉杆与受压杆，受压杆对应区即为挤压区，将受拉杆删除，受压杆改为刚体元(x方向)即得到最终模型，如图4 所示。

图4 细化后的框段模型

3.3 分析结果

采用NASTRAN 对细化后的模型进行线性静力分析，出现了和试验应变分布类似的结果。如图5 所示，在该框18 长桁下部框段，在缘条上出现明显的高应变梯度：

图5 框段应变云图

如图6 所示，该框段在18 长桁下外缘处表现为压应变，在其上下位置均为拉应变，该处框内外缘条出现了“压拉压”应变的现象，在细节分析的结果里，同样出现“压拉压”应变的现象。由以上两方面的趋势可以看出，分析与试验结果相互印证，可见该细化模型能够比较客观地模拟实际结构的传力形式。

图6 框段应变趋势图

3.4 分析结果与试验结果的对比

对于试验应变片测量值，采用线性度较好的25%～45%之间的试验数据进行线性回归处理，再除去扣重等因素对试验的影响，将得出限制载荷下的试验数据与分析得到的数据进行对比，如图7 所示。

图7 分析值与试验应变的比较

由表2 可知，在高应变区域，分析值与试验值的误差均小于10%，具有较好的符合性。

4. 高应变梯度产生的原因

经过对有细节有限元模型的分析，高应变梯度产生是以后梁对接上接头、主起口框梁及附近壁板的影响为主，周围相连部件对其综合作用的一个结果。

首先，框缘条通过后梁对接上接头(角盒)与机翼后梁腹板相连，在试验中机翼向上弯，使得连接角盒对框缘条产生沿x 向的挤压，这个挤压载荷对框形成框平面法线方向(y 方向)的弯矩，故在框缘条产生外侧缘条受压，内侧缘条受拉的应变趋势。

其次，框位于主起落架舱前端，机身有向下弯的变形，使与框相连的主起口框梁及周围壁板，对框缘条产生一个垂直框平面弯矩，这个弯矩使框缘条产生一个框前端面受拉，后端面（框腹板）受压的应变趋势，两种应变趋势的叠加，在框缘条处形成了一个沿框平面法线方向的高应变梯度。

5. 总结

(1) 细化模型的必要性。对于局部结构的分析，需要建立细节模型才能体现结构的真实传力情况。对于机身框段这样受力比较复杂的结构，要做到分析计算和试验有较好的矿业设备符合，首先必须对其本身及周围相连构件进行足够的细化，如节点位置的确定，对壳/膜/剪力板元的选取，对壳单元的偏心的考虑等，同时还要对各种连接关系进行准确模拟，可以采取共用节点、刚体元、弹簧元和钉元等进行模拟。经过细化的模型能较准确的模拟结构的实际传力，能较准确的计算出结构局部的应力应变状态。在本次试验中，在框的外缘条处出现一处“拉-压-拉”应变趋势，在总体模型中并未体现出来，但在细节模型中却出现了和试验相最后还对企业的标签标识给出了详细的规定似的现象，进一步验证了试验在该处应变测量的正确性。

(2) 对于不适合使用非线性计算的模型，本文探索了用线性方法去模拟挤压的“试算法”，经过与试验数据的对比，基本上可以满足对结构进行细节分析的要求。

参考文献

[1] 《飞机设计手册》第9 册―载荷、强度和刚度‖ 北京，航空工业出版社 2002

[2] NASTRAN2006 用户手册，MSC 公司资料，2006

[3] 叶天麒、周天孝 航空结构有限元分析指南 航空工业出版社 1996

[4] 牛春匀 实筛选设备用飞机结构应力分析及尺寸设计 航空工业出版社 2009.12[5] 丁锡洪主编 结构力学 南京航空航天大学 2005(end)

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