[发明专利]一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法

摘要

本发明涉及一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，属于飞机结构强度试验领域。包括首先建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，其次将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，将所述机翼撑杆在表面分布力情况下的弯曲方向作为集中力的施加方向；将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点；最后根据表面分布力情况的节点侧向位移与集中力情况的节点侧向位移的比值用于调整集中力大小，通过多次迭代确定最终集中力大小。在强度试验中，可以通过施加撑杆的轴向压缩载荷和该集中力来确定撑杆是否满足强度设计，简化了试验加载。

主权项

1.一种机翼撑杆轴向受压时表面分布力的等效处理方法，将所述机翼撑杆的表面分布力等效为集中力，其特征在于,包括:S1、建立所述机翼撑杆及其两端连接接头的整体有限元模型，在所述整体有限元模型中，所述机翼撑杆受力包括轴向压缩载荷以及表面分布力；S2、将所述机翼撑杆沿其轴向等长划分为若干段，任一段上取一有限元节点，计算所述机翼撑杆同时受轴向压缩载荷和表面分布力情况下的第一变形，并记录任一所述有限元节点的第一侧向位移；S3、将所述机翼撑杆在步骤S2中的弯曲方向作为集中力的施加方向；S4、给定一初始集中力，将所述初始集中力按步骤S3中确定的集中力施加方向分别作用在所述机翼撑杆的各有限元节点上，任一有限元节点在同时受与步骤S2中相同的轴向压缩载荷和初始集中力情况下均对应一个第二变形，找出若干第二变形中与所述第一变形最接近的等效变形，并记录任一所述有限元节点的第二侧向位移，将所述等效变形对应的有限元节点作为集中力施加点；S5、计算第一侧向位移中的最大值与该最大值对应节点下的第二侧向位移的比值，将所述初始集中力按所述比值放大后的力大小作为新的集中力的大小，使用所述新的集中力重复步骤S4‑S5，直至第一侧向位移与第二侧向位移差值小于阈值，S6、根据最终确定的所述集中力施加点及集中力大小对所述机翼撑杆施加作用力。