一种基于nastran非线性技术预测耳片承载能力的分析方法

摘要

本发明属于航空机翼折叠耳片强度设计技术领域，具体涉及一种基于nastran非线性技术预测耳片承载能力的分析方法，包括：基于MSC.PATRAN软件对机翼折叠耳片试验件进行仿真建模，运用NASTRAN，结合材料非线性模拟其塑性效应，调用MARC非线性求解器进行计算，通过得到载荷施加点从开始受力变形到结构破坏过程的载荷—位移曲线预测耳片的承载能力。本发明在飞机机翼折叠耳片设计中，基于预研试验数据，采用虚拟强度试验技术，提高设计效率、缩减设计周期、降低试验成本有重要意义。

说明书

技术领域

本发明属于航空机翼折叠耳片强度设计技术领域，具体涉及一种基于nastran非线性技术预测机翼折叠耳片承载能力的分析方法。

背景技术

舰载机机翼的结构布置、结构重量以及折叠过程的操纵均与机翼的折叠形式相关。机翼折叠的形式设计不合理，不仅会增加飞机的重量，而且会造成机翼结构的布置困难，折叠过程也会变得十分繁琐。舰载机完成机翼折叠功能，普遍采用单双耳片连接接头。亦有飞机采用空间斜轴机翼折叠方案，即机翼外段向斜下后方折叠，最后机翼折叠部分平行于机身放置。该折叠方案在机翼折叠后，能满足在航空母舰上的几何尺寸要求，在机翼折叠和展开时，不影响加油等正常地勤维护工作。

在机翼折叠处，机翼的结构构造发生了转折，改变了机翼结构的传力特性，也改变了机翼翼面的刚度特性，载荷的传递也经历分散—集中—分散的过程。折叠接头承受集中载荷并将载荷扩散到主结构，起到枢纽作用，折叠接头的失效将会导致整个部件失效。因此，研究折叠接头耳片的强度以及配合关系对减轻结构重量和保证飞机安全具有重要意义。

发明内容

发明目的

提供一种基于nastran非线性技术预测耳片承载能力的分析方法，研究耳片承载能力

技术方案

一种基于nastran非线性技术预测耳片承载能力的分析方法，包括：

基于MSC.PATRAN软件对机翼折叠耳片试验件进行仿真建模，运用NASTRAN，结合材料非线性模拟其塑性效应，调用MARC非线性求解器进行计算，通过得到载荷施加点从开始受力变形到结构破坏过程的载荷—位移曲线预测耳片的承载能力。

具体包括：

步骤一：单元选取，折叠耳片和与之关联的接头区域均划分为10节点四面体单元，该单元为二次单元CTETR；

步骤二：采用类型为RBE2的多点约束单元模拟接头单耳与销轴的连接；

步骤三：输入真实材料本构模型；

步骤四：运用NASTRAN SOL600调用MARC非线性求解器，对结构进行静态分析计算，得到*.t16的结果文件，导入patran进行数据处理，得到载荷施加点从开始受力变形到结构破坏过程的载荷—位移曲线，根据曲线预测耳片接头的承载能力。

步骤二中处于耳孔中心拉伸方向上的加载点为主动节点。

步骤二中耳孔与销轴接触的半圆面上的节点为从动节点。

步骤二中约束接头端XYZ三个方向的位移，使模型达到静定约束。

步骤三中真实材料本构模型为：耳片接头的破坏过程包含材料的弹性和塑性行为。

步骤四对结构进行静态分析计算之前，要选择合适的迭代步、矩阵修正之前的迭代次数及每个载荷增量的总迭代限。

迭代步为100步，迭代次数为100次，总迭代限为500次。

有益效果

由于本发明方法——基于nastran预计实体耳片接头承载能力的方法，在飞机机翼折叠耳片设计中，基于预研试验数据，采用虚拟强度试验技术，提高设计效率、缩减设计周期、降低试验成本有重要意义。

附图说明

图1为本发明实施例试验件结构图。

图2为本发明实施例30CrMnsiA棒材应力—应变曲线图。

图3为本发明实施例第一种耳片载荷—位移曲线图。

图4为本发明实施例有限元与试验载荷—应变对比曲线图。

具体实施方式

航空结构的载荷作用与构件细节的复杂性使得应用现行工程设计手段难以对其极限承载能力获得高精度预测。目前工程中采用结构全尺寸静力试验考核验证结构强度的安全性，这是一项投入大、风险高、周期长的工程技术活动，其中不精确的工程设计以及不周密的试验技术都将导致难以挽回的重大损失；再者，现代航空飞行器结构设计中的粗精度预测方法以及研制性试验的固有缺陷，难以精确支持全尺寸结构工程试验的技术需求，致使试验过程检测范围大、技术要求高，这些因素往往导致试验风险增大。上述工程技术矛盾都极大影响到航空飞行器全尺寸结构的设计研制周期、研制风险以及工程质量的可靠性。结构的破坏往往发生在应力集中的局部细节部位，这类问题的典型特征是结构大部分区域处于线弹性或几何非线性状态，而在局部危险区域存在着严重的非线性行为，如局域塑性变形、元件间的接触非线性等。

为解决以上问题，本发明提供一种基于nastran非线性技术预测耳片承载能力的分析方法，基于MSC.PATRAN软件对机翼折叠耳片试验件进行仿真建模，运用NASTRAN，结合材料非线性模拟其塑性效应，调用MARC非线性求解器进行计算，通过得到载荷施加点从开始受力变形到结构破坏过程的载荷—位移曲线预测耳片的承载能力，并与试验结果进行了对比分析，验证了该方法的准确性和工程可行性，为同类型耳片承载能力的预测提供了方法和技术支持。

步骤一：单元选取：折叠耳片和与之关联的接头区域均划分为10节点四面体单元，该单元为二次单元CTETRA，能够很好的模拟结构的非线性破坏过程。

步骤二：采用类型为RBE2的多点约束单元模拟接头单耳与销轴的连接。模型中处于耳孔中心拉伸方向上的加载点为主动节点。耳孔与销轴接触的半圆面上的节点为从动节点。约束接头端XYZ三个方向的位移，使模型达到静定约束。

这样便可以很好的模拟耳片飞机结构中或者试验中的实际受载状态，真实状态为：外载荷通过销轴传递给耳片，随着载荷的增加，耳孔和销轴的接触由线接触变化到半个销轴的面接触。耳孔周围的受力状态也相当复杂，为计算耳片接头的承载能力，

步骤三：输入真实材料本构模型。耳片接头的破坏过程包含材料的弹性和塑性行为，材料真实的本构模型能准确的模拟结构的这一行为。

完成以上三步骤后，就形成了有限元仿真模型。

步骤四：运用NASTRAN SOL600调用MARC非线性求解器，要选择合适的迭代步、矩阵修正之前的迭代次数及每个载荷增量的总迭代限，对结构进行静态分析计算，得到*.t16的结果文件，导入patran进行数据处理，得到载荷施加点从开始受力变形到结构破坏过程的载荷—位移曲线，根据曲线预测耳片接头的承载能力。

实施例

试验件材料选用30CrMnsiA，其基本力学性能参数如下：弹性模量E＝201000MPa，屈服应力σ

30CrMnsiA棒材应力—应变曲线如图2所示。

计算接头的承载能力分别为556.27kN。其载荷—位移曲线如图3所示。

设计试验件时尽可能的模拟实际结构形式，同时要兼顾材料、加工等因素，要考核的结构细节必须考虑。在静载荷作用下，耳片的破坏形式随着耳片参数和加载方向的改变而变化。当耳片拉伸净截面面积小于剪切面积时，耳片以拉断为主；当耳片拉伸净截面面积远大于剪切面积时，耳片以剪断为主；当耳片拉伸净截面面积与剪切面积差别不大时，耳片呈拉、剪复合破坏形式[10]。结合飞机结构中耳片的实际功能作用，设计时要考虑耳片的受载情况。三种试验件均采用双耳及销轴作为支持假件，考核单耳的极限承载能力。

拉伸承载能力试验在WAW-E1000C万能试验机上进，使用SH-2000数据采集系统进行应变测量。试验按10％试验载荷的级差加载到80％，然后连续加载、连续测量，直到试验件破坏。

由于试验件在装配后，单耳与双耳之间的间隙过小，不能粘贴应变片。所贴应变片主要是为了监测载荷施加是否能够满足试验要求，在能满足试验结论判定的情况下，单耳粘贴4个应变花片，3个单片；每套共有27个应变测量点。

试验结果

试验破坏载荷见表1。P为每件试验件的破坏载荷，P

表1试验件的破坏载荷

试验件加载到最大破坏载荷时，试验件没有响声，但载荷开始下降，认为试验件破坏，最大载荷为破坏载荷。每组选择一件继续加载，直至拉断。

接头耳片可承受的轴向极限拉伸载荷为：

P＝K

式中：P为极限拉伸载荷；

K

A为耳片净截面面积；

σ

m

结合试验件的结构参数，采用工程方法计算单耳的破坏载荷为540kN。工程方法计算与试验破坏载荷比较见表2。P

ε＝(P

表2工程计算值与试验破坏载荷结果比较

可见，试验件的工程计算值均有一定的保守量。

有限元仿真值与试验破坏载荷结果比较见表3，表中首列对应试验件编号，P

ε

表3有限元仿真值与试验破坏载荷结果比较

可见，采用有限元仿真耳片的极限承载与试验破坏载荷误差均在3％以内，满足工程设计的需要。

第二种2-3有限元计算值与试验值的载荷—应变曲线如图4所示，从图中可以看出：接头耳片的有限元计算曲线与试验实测的载荷—应变过程曲线大体一致，线性段吻合程度较好，非线性段的变化趋势一致。试验最终得到的是耳片接头的极限承载能力，有限元仿真的主要目的是对耳片接头承载能力的预测，两者结果十分接近，仍有一定误差，分析误差原因为：一方面有限元模拟加载圆柱体的约束状态未能完全反映试验夹具对圆柱体的约束；另一方面试验载荷误差、应变测量误差均为不可避免的误差；此外，试验机夹具与试验安装误差会造成初始加载时微小滑移。

通过对机翼折叠接头有限元仿真和试验验证，得到以下结论：

采用NASTRAN SOL600调用MARC非线性有限元仿真技术预测耳片接头的承载能力，与试验破坏载荷的误差在3％以内，满足工程设计要求，可作为强度预估的一种有效手段。