[发明专利]一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法

摘要

本发明属于飞机结构强度技术，涉及一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法。本发明在实际试验之前，根据机翼构型，建立有限元模型，对此模型进行弹塑性和大挠度非线性有限元分析，得到翼尖挠度‑载荷曲线；根据翼尖挠度‑载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷；根据破坏载荷及有限元弹塑性和大挠度分析结果，得到机翼结构的危险部位以及从失稳到破坏的过程，进行对机翼结构静力试验承载能力的预判断。本发明计算破坏载荷与试验破坏载荷的误差为6.25％；计算的危险部位与试验的破坏部位一致；计算的从失稳到破坏的过程与试验的失稳过程一致，为结构静力试验一次成功提供保证，为评估机翼结构强度提供依据。

主权项

一种机翼结构静力试验承载能力的预判断方法，其特征在于，在实际试验之前，根据机翼构型先建立带有翼梁/肋腹板上支柱的有限元模型，对此有限元模型进行弹塑性和大挠度非线性有限元分析，得到翼尖挠度‑载荷曲线；根据翼尖挠度‑载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷；根据破坏载荷及有限元弹塑性和大挠度分析结果，得到机翼结构的危险部位以及从失稳到破坏的过程，进行对机翼结构静力试验承载能力的预判断，其中根据翼尖挠度‑载荷曲线的变化特性确定机翼结构最大承载能力，给出机翼结构的破坏载荷，具体过程如下：对构建的有限元模型施加试验载荷，从非线性后屈曲分析计算结果中找出翼尖上表面有载荷的有限元节点在每一个增量步的载荷值和挠度值，以计算得到的挠度值为横坐标，以施加的外载荷值为纵坐标，绘制翼尖上表面有载荷的有限元节点挠度——载荷曲线，其最高点即为机翼结构的破坏点，该破坏点对应的载荷为结构破坏载荷，由上面得到的试验破坏载荷与试验施加载荷相除，就得到了整个机翼结构在试验到百分之多少时破坏，这个百分数就是结构的最大承载能力。