民机结构静强度试验数字化需求分析

民机结构静强度试验数字化需求分析

李崇巍

中航通飞华南飞机工业有限公司

摘要：为了降低和减少飞机设计的成本和周期，提高初步有效设计的可靠性，引进了数字模拟仿真技术，它在飞机设计的每一个阶段都扮演着非常重要角色。数字仿真的运用，使新型号的研制设计周期从过去的几十年缩短到几年。全尺寸飞机结构静力试验是验证飞机结构强度和刚度的重要和必要阶段，通常试验中仅测试几种常见载荷工况来模拟不同的飞行状态。全尺寸飞机结构静力试验复杂、成本高而且耗时长，全尺寸飞机结构静力试验数字仿真技术是一种能够保证试验有效性、保证试验精度和试验件安全性的方法。全尺寸飞机结构静力试验数字仿真技术包括两个部分，首先是试验件数字模型的建立，包括飞机试验平台结构、系统装置如发动机、旋转驱动和试验支撑装置等，采用有限元方法计算得到数字仿真数据库，并将数据库通过网络与试验数据测试设备相连；其次是快速数据一致性评估系统的研制，系统用于快速处理试验数据并对比试验数据和仿真数据的一致性。在试验方案设计阶段，数字仿真技术能辅助实现优化试验方案、减少载荷测试工况，使试验方案简单有效。在试验阶段，数字仿真技术能够评估每一个载荷步的试验数据和仿真数据的一致性，变化趋势可以实时显示在监视屏上，也便于及时判断控制试验过程并保证试验件的安全性。

关键词：全尺寸飞机静力试验数字仿真

1关键技术

全尺寸飞机结构静力试验数字仿真的关键技术包括四个方面：1）飞机结构的数字仿真技术；2）系统辅助装置的仿真技术，如发动机，旋转驱动装置。在全尺寸飞机静力试验中，作动筒、旋转驱动装置等用于承受或传递不同的内部载荷或外部载荷，同时能设计成相同的刚度来传递同样的载荷。系统装置也能数字化仿真，并集成与静力试验数字模型中；3）试验方案的仿真技术，包括试验载荷方案和试验件支撑装置等；4）试验仿真分析的一致性评估系统技术。

2飞机结构的数字仿真技术

a)数字模拟方法

MSC/PATRAN和MSC/NASTRAN常用于仿真和分析飞机结构。对于整个飞机结构，最重要的是能准确模拟整体结构的刚度，同时为降低模型规模而忽略了一些结构细节。对一些特殊结构需要着重考虑，如开孔结构和连接壁板，合理的模拟这些部位的结构刚度对结构的整体刚度有很大的影响，会导致不同的结构变形和应力分布。飞机的CAD轮廓外形数据对PATRAN影响很大，GROUP功能模块用于组装整个仿真模型；特别地，CONROD、BAR、QUAD4、SHEAR和HEXA单元用于仿真框、隔板、蒙皮、长桁和梁；MPC和RESPLINE主要用于仿真不同部位的连接和组装。

根据工程分析精度要求去建立合适的、能模拟实际结构的有限元模型。为使结构有限元分析有足够的精度，所建立的有限元模型必须在刚度上与原结构等价。具体应满足下述条件或准则：

（1）满足平衡条件，即结构的整体和任一元素在节点上都必须保持静力平衡；

（2）满足变形协调条件：交汇于一个节点上的各元素在外力作用下，引起元素变形后必须仍保持交汇于一个节点，整个结构上的各个节点，也都应同时满足变形协调条件。若用协调元，元素边界上亦应满足相应的位移协调条件；

（3）满足边界条件（包括整个结构边界条件及元素间的边界条件）和材料的本构关系；

（4）满足刚度等价原则：即有限元模型的抗弯、抗扭、抗拉、压及抗剪刚度应尽可能与原结构等价；

（5）构件的取舍和简化不应改变结构的传力路线；选取的元素应尽可能较好地反映结构件的传力特点，尤其对主要受力构件，应做到尽可能不失真；

（6）根据结构特点、应力分布情况、元素性质、精度要求及计算量大小等仔细划分计算网格，网格的划分应适应应力梯度的变化；

（7）在几何上要尽可能地逼近真实的结构体，其中特别要注意曲线与曲面的逼近问题；

（8）仔细地处理载荷模型，正确地生成节点力，同时载荷的简化不应跨越主要受力件；

（9）质量的堆聚应满足质量质心、质心矩及惯性矩等效要求；

（10）元素的选择应能代表结构中的相应部位的真实受力形式和应力状态；

元素组合准则：在所用不同种类元素节点处的自由度数量应尽量相同，对于协调元，沿相邻元素边界上元素形函数应协调（如①受剪板元与轴力杆元；②平面应力板元与轴力杆元；③梁元与壳元）。

以模型飞机机身为例，长桁等纵向件采用杆Rod单元；框缘条、框立柱采用杆Rod元；蒙皮、框腹板采用壳Shell单元；浮框上的剪力板简化为剪切板Shear Panel单元，其厚度取剪力板实际厚度，不作等效；剪切板两侧角片采用梁Beam单元，提供足够的航向支持；非增压区地板的横梁缘条、支撑立柱采用Beam单元；承受面外载荷的抗弯件(如纵梁)尽量避免采用Beam元模拟，统一采用杆-板-杆结构。

b)数字模拟规模

MSC/PATRAN和MSC/NASTRAN模拟飞机结构时，其模型规模也非常重要，对于大飞机结构数量较多，其飞次要承力构件模型网格较粗，而对于主承力构件其模型网格较小。一般飞机结构有三种模型：第一种是按照物理站位划分的网格为全机粗网格用于全机平衡计算；第二种是模拟飞机结构及连接的模型用于计算各个紧固件的载荷模型；第三种是介于第一种和第二种之间的模型。对于大飞机试验数字模拟建议采用第三种，模型单元数量为百万级。

3飞机系统辅助装置的仿真技术

飞机系统辅助装置如试验中用于施加内部或外部载荷的发动机和旋转驱动装置，例如对于发动机而言，在飞行状态下，发动机被当作惯性力、力矩和推力通过固定点的发动机接头传递给飞机支撑结构。全尺寸飞机静力仿真包含发动机假件，发动机假件的设计必须具有真实的刚度和连接关系。

4试验方案的仿真技术

为了仿真真实的飞行状态，使用支撑装置静定飞机试验件，图4所示为全机支持方案。全尺寸飞机静力试验仿真模型包含起落架，仿真模型和真实试验支撑方案固定在同样的位置。

计算不同的加载方案、不同载荷工况下的仿真模型，最后确定优化载荷方案和试验载荷工况。同时建立仿真数据库用于后面试验，易于预测在试验载荷工况下的结构响应如变形和应力，选择用于试验加载的合适的液压作动筒，并确定试验中监控试验件的关键区域。

图1全机支持方式示意图

5试验仿真分析的一致性评估系统技术

试验测试系统通过网络与仿真数据库相连，将每一个载荷步中试验数据如应变和位移输入仿真数据库，就可以快速计算出试验前确定的关键点的真实应力和变形，同时在监视屏上显示出仿真数据和试验数据的变化趋势的一致性分析图，同理可以监测结构变形。

6结论

目前，全尺寸飞机结构静力试验规模较大、周期较长、经费较多，为快速提高研制周期可在试验前建立试验数字模拟，为选取试验工况、合理优化试验方案以及后续试验提供合理的解决方案，同时也为飞机结构优化设计提供参考方案。随着该技术的发展，为使结构布置有效，在结构初步设计阶段，越来越多的结构静力试验将逐渐被虚拟数字仿真取代。在详细设计阶段，全尺寸飞机静力试验载荷工况的数量将会显著减少，这将降低试验成本和设计周期，具有非常光明的前景。

参考文献

[1]Digital Simulation of Full Scale Static Test of Aircraft，CHINESE JOURNAL OF AERONAUTICS，May 2005；

[2] Linking FEA with Test，Linking FEA with Test；

[3] Airframe Stress Analysis And Sizing，Conmilit Press Ltd.，Michael Chun-Yung Niu，1997；

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