一種複合材料機翼壁板優化設計方法與流程
2023-12-03 02:16:06
本發明涉及民用運輸機機翼T型長桁加筋壁板優化及設計方法，屬於民用飛機複合材料結構設計領域。
背景技術：
近年來，隨著複合材料設計能力的提高、製造工藝水平的發展以及生產成本的降低，大批民用飛機結構零部件開始使用複合材料。複合材料元件從最初只應用在客機次級結構上，到如今應用在波音B787和空客A350的機翼和機身壁板等主結構上，不僅說明複合材料大型複雜主承力結構設計、製造、檢測、修理、維護等關鍵技術已經突破，而且標誌著先進複合材料正在取代傳統輕合金結構材料成為大型民用飛機機體結構的首選材料。
由於飛機機翼複合材料壁板採用整體成型工藝，在滿足強度和剛度要求下合理的對各區域進行鋪層設計才能有效的發揮複合材料的作用，同時壁板各區域的鋪層需協調布置，以實現工藝可達性。現階段機翼壁板設計並未有效的協調二者之間的關係，造成了材料性能和飛機重量的損失，並未最大限度的發揮複合材料結構的作用。
技術實現要素：
本發明提供一種詳細規範的複合材料機翼壁板優化設計的流程和方法。本方法採用有限元軟體模擬機翼結構，合理的提取、處理載荷後使用成熟的工程算法確定複合材料機翼壁板結構的初始尺寸，在機翼設計過程中通過量化的方式合理的引入工藝成型要求，對設計及分析進行多次迭代後確定機翼壁板的最優方案，不僅實現結構在重量最輕的情況下滿足適航當局對結構強度和剛度要求，而且工藝成型可達性良好。
本發明功能是通過下述技術方案實現的：一種複合材料機翼壁板優化設計
方法，其步驟如下：
(1)採用MSC.Patran2010軟體對機翼主結構進行有限元仿真建模；
(2)對步驟(1)建立的整體有限元機翼盒段模型施加載荷和邊界條件；
(3)採用MSC.Nastran2010軟體計算整體翼盒有限元模型，根據輸出的「.F06」文件提取結構內載荷；
(4)根據蒙皮和長桁結構的受力特點，分別設計對應的鋪層庫。利用VB語言把經典層合板理論中計算公式程序化，實現對鋪層庫中所有鋪層的層合板屬性進行批處理計算，得到對應的剛度矩陣、等效彈性模量；
(5)機翼壁板各BAY(肋和長桁圍成的矩形區)蒙皮、長桁結構的載荷確定：依據第(3)步得到的的總體有限元計算結果數據，針對蒙皮長桁不同結構單元初始尺寸和不同失效模式計算的需求，對載荷進行二次分配計算；
T型長桁截面腹板和緣條載荷按照剛度分配，用於校核腹板和緣條的局部失穩。載荷計算公式為:
P＝Pstr×Ei×Ai/∑Ei×Ai
其中：
P——長桁腹板和緣條上分配的沿長桁軸向力；
Pstr——長桁單元軸向力，步驟(3)求得；
Ei——長桁各元件的等效彈性模量，通過步驟(4)計算；
Ai——長桁各元件的橫截面積，通過步驟(4)計算。
對於壁板整體柱失穩分析，施加載荷應採用對應長桁單元的軸力和兩側蒙皮單元的部分載荷之和。載荷計算公式為：
Ptotal＝Pstr+Pskin1/2+Pskin2/2
其中：
Ptotal——壁板載荷；
Pstr——長桁單元軸向力，步驟(3)求得；
Pskin1——長桁相鄰左側蒙皮軸向載荷，步驟(3)求得；
Pskin2——長桁相鄰右側蒙皮軸向載荷，步驟(3)求得。
(6)壁板各結構失效模式設計許用值計算(長桁、蒙皮應變許用值通過複合材料積木式試驗得到)。
A.計算生成長桁局部穩定性、壓損以及應變設計許用值；
長桁局部穩定性設計許用值計算參考公式：
其中：
——長桁局部穩定性許用值；
D11，D66——層合板彎曲剛度；
a——層合板長度；
b——層合板寬度。
長桁壓損許用值計算公式參考：
<![CDATA[ N x c r 2 = 0.38 × N x c r _ c o m p r e s s i o n × E x b E x b w t w × E x b E x × ( A B S ( N x c r _ c o m p r e s s i o n ) t w ) E x E y - 0.797 ]]>
其中：
D11，D22，D12——層合板彎曲剛度；
——層合板壓損許用值；
Nxcr_compression——層合板壓縮強度；
Ex，Ey——層合板等效彈性模量；
bw——層合板寬度；
tw——層合板厚度。
B.計算生成蒙皮局部穩定性和應變設計許用值；
四邊簡支蒙皮在單位長度雙向壓縮載荷作用下的屈曲設計許用值計算公式參考：
<![CDATA[ N x c r 3 = π 2 D 22 b 2 ( D 11 / D 22 ) ( b / a ) 2 m 2 + 2 n 2 ( D 12 + 2 D 66 ) / D 22 + ( a / b ) 2 n 4 / m 2 1 + ( N y / N x ) ( a / b ) 2 ( n / m ) 2 , m i n ]]>
其中：
——層合板雙向壓縮載荷作用下屈曲許用值；
D11，D22，D12，D66——層合板彎曲剛度；
a——層合板長度；
b——層合板寬度；
m——層合板屈曲時沿長度方向，x方向，半波數；
n——層合板屈曲時沿寬度方向，y方向，半波數；
Ny——層合板y方向壓縮載荷；
Nx——層合板x方向壓縮載荷。
四邊簡支矩形層合板在剪切載荷作用下的屈曲設計許用值計算公式參考：
Nxycr——層合板在剪切載荷作用下屈曲許用值；
Ks——剪切屈曲係數；
D11，D22——層合板彎曲剛度；
b——層合板寬度。
(7)計算壁板結構各個BAY的安全裕度，當各個結構失效模式安全裕度都大於0時，說明結構滿足強度和剛度要求。當安全裕度小於0時，通過調整長桁腹板和緣條尺寸，以及蒙皮與長桁鋪層，保證所有結構單元安全裕度大於0；
(8)對於整體成型的壁板結構，壁板鋪層布置和相鄰區域層合板丟層最大斜率比為：主承力方向1：20，其他任何方向1：10；在第(7)步計算得到滿足強度和剛度要求的初始尺寸之後，通過對長桁與蒙皮波松比差值係數、以及長桁和蒙皮的剛度比的設置合理設計範圍，波松比差值係數取0.1-0.15，長桁與蒙皮剛度比取0.4-0.6。如不滿足該設計範圍，則對鋪層進行調整。
(9)機翼結構設計需要滿足重量要求。若設計得到的初始尺寸不滿足重量要求，需要循環進行(1)-(8)步，調整鋪層及尺寸，直至滿足結構重量要求為止。
所述的步驟(1)的建模準則如下：
A.考慮到實際服役中飛機機翼前後梁、肋以及重要連接結構與上下壁板共同參與到整個機翼結構的載荷傳遞，並且相互影響，所以分析用有限元模型採用機翼整體盒段結構；
B.確定整體有限元建模坐標系同型號飛機坐標系統定義保持一致；
C.為確保單元唯一性，且後續分析時容易查找有限元中對應結構，模型中節點和單元編號均採用固定數字；
D.統一單位制和確定實際產品結構材料屬性信息；
E.針對結構構型，對非承力結構進行判斷並捨棄。根據結構件的承載特性，將主承力結構進行合理簡化。上/下蒙皮可以承受拉壓、彎和剪，故簡化為板殼單元(CQUAD4\CTRIA3)，T型長桁主要承受軸向拉、壓載荷，簡化為杆單元(CROD)；
所述的步驟(2)對整體有限元機翼盒段模型施加載荷和邊界條件如下：
A.機翼的氣動載荷和慣性載荷直接施加到肋站位面蒙皮節點上，起落架載荷通過RBE3施加到加載點上，吊掛載荷通過超單元傳遞到吊掛接頭上，並考慮了吊掛剛度；
B.模型運算的邊界條件施加在翼盒根肋位置。在根肋上選取節點，分別約束三個平動自由度(123)、垂向和展向平動自由度(23)、展向自由度(3)，其中1方向為從機頭指向機尾，2方向為垂直於1方向向上，3方向為按右手法則確定；
所述的步驟(3)內載荷處理方法採用如下原則：
A.蒙皮在肋和長桁的支持下，簡化為四邊簡支的矩形板，受到雙方向的軸向拉伸或壓縮載荷以及面內的剪切載荷。強度分析所用的內載荷來自有限元模型計算結果文件，選取蒙皮的CQUAD4單元的單元力進行分析，一個BAY區為n個Shell單元，選取n個單元力的平均值分析失效模式，如以下公式。
其中：Nx,y,xy——BAY區蒙皮內載荷；
Px,y,xy——BAY區內個Shell單元內載荷；
n——BAY區shell單元總個數。
B.相鄰肋之間的長桁在整體有限元模型中由n個杆單元構成，計算長桁穩定性失穩時取n個單元軸力的平均值，計算應變破壞時取n個單元軸力的最大值。
所述的步驟(5)計算各結構元件承受的載荷過程如下：
對於T型長桁截面，長桁各元件(腹板和緣條)載荷按照剛度分配，用於分別校核腹板和緣條的局部失穩。載荷計算公式為:
P＝Pstr×Ei×Ai/∑Ei×Ai
其中：
P——長桁腹板和緣條上分配的沿長桁軸向力；
Pstr——長桁單元軸向力；
Ei——長桁各元件的等效彈性模量；
Ai——長桁各元件的橫截面積。
對於壁板整體柱失穩分析，施加載荷應採用對應長桁單元的軸力和兩側蒙皮單元的部分載荷之和。載荷計算公式為：
Ptotal＝Pstr+Pskin1/2+Pskin2/2
其中：
Ptotal——壁板載荷；
Pstr——長桁單元軸向力，步驟(3)求得；
Pskin1——長桁相鄰左側蒙皮軸向載荷，步驟(3)求得；
Pskin2——長桁相鄰右側蒙皮軸向載荷步驟(3)求得。
所述的步驟(7)計算計算壁板結構各個BAY的安全裕度過程如下：
A.各個區域元件不同失效模式的裕度計算公式如下：
B.對於蒙皮在壓縮載荷Nx和剪切載荷Nxy複合作用下，安全裕度計算公式如下：
其中：
Rx＝Nx/N3xcr；
Rxy＝Nxy/Nxycr；
N3xcr——蒙皮只受軸向壓縮時，發生屈曲的臨界載荷；
Nxycr——蒙皮只受剪切載荷時，發生屈曲的臨界載荷。
本發明具有如下的優點及有益效果：複合材料機翼壁板優化設計方法通過整合飛機設計和製造工藝部門的意見和要求，並在機翼設計分析中將其轉化成條件判據，大大提高了複合材料整體壁板的設計和優化的工作效率，保證了從設計部門出口的方案就是可製造的最佳方案，以便充分的縮短設計周期，節約研發成本。
附圖說明
圖1是本發明設計方法流程圖；
圖2是機翼盒段整體有限元模型示意圖。
圖3是結構內載荷導入計算狀態圖。
圖4是蒙皮受力示意圖；
圖5是層合板力學性能計算表示意圖；
圖6是長桁截面載荷疊加狀態圖；
圖7是壁板分析位置選取示意圖；
圖8是長桁與蒙皮波松比差值係數曲線圖；
圖9是長桁與蒙皮剛度比曲線圖；
圖10是機翼下壁板產品圖。
具體實施方式
下面結合附圖詳細說明本發明進行進一步描述，整個優化設計方法集成於流程圖見附圖1。其實施具體過程如下：
步驟一：建立機翼結構的有限元模型，見附圖2。確定建模準則如下：
A.考慮到實際服役中飛機機翼前後梁、肋以及重要連接結構與上下壁板共同參與到整個機翼結構的載荷傳遞，並且相互影響，所以分析用有限元模型採用機翼整體盒段結構；
B.確定整體有限元建模坐標系同型號飛機坐標系統定義保持一致；
C.為確保單元唯一性，且後續分析時容易查找有限元中對應結構，模型中節點和單元編號均採用固定數字；
D.統一單位制和確定實際產品結構材料屬性信息；
E.針對結構構型，對非承力結構進行判斷並捨棄。根據結構件的承載特性，將主承力結構進行合理簡化。上/下蒙皮可以承受拉壓、彎和剪，故簡化為板殼單元(CQUAD4\CTRIA3)，T型長桁主要承受軸向拉、壓載荷，簡化為杆單元(CROD)；
步驟二：對整體有限元機翼盒段模型施加載荷和邊界條件。方法如下：
A.機翼的氣動載荷和慣性載荷直接施加到肋站位面蒙皮節點上，起落架載荷通過RBE3施加到加載點上，吊掛載荷通過超單元傳遞到吊掛接頭上，並考慮了吊掛剛度；
B.模型運算的邊界條件施加在翼盒根肋位置。在根肋上選取節點，分別約束三個平動自由度(123)、垂向和展向平動自由度(23)、展向自由度(3)，其中1方向為從機頭指向機尾，2方向為垂直於1方向向上，3方向為按右手法則確定；
步驟三：採用MSC.Nastran2010軟體計算整體翼盒有限元模型，並根據輸出文件.F06提取結構內載荷，見附圖3。方法如下：
A.蒙皮在肋和長桁的支持下，簡化為四邊簡支的矩形板，受到雙方向的軸向拉伸或壓縮載荷以及面內的剪切載荷。強度分析所用的內載荷來自有限元模型計算結果文件，選取蒙皮的CQUAD4單元的單元力進行分析，一個BAY區為肋和長桁圍成的矩形區，見附圖4。假設為n個Shell單元，選取n個單元力的平均值分析失效模式。
其中：Nx,y,xy——BAY區蒙皮內載荷；
Px,y,xy——BAY區內個Shell單元內載荷；
n——BAY區shell單元總個數。
B.相鄰肋之間的長桁在整體有限元模型中由n個杆單元構成，計算長桁穩定性失穩時取n個單元軸力的平均值，計算應變破壞時取n個單元軸力的最大值。
步驟四：根據蒙皮和長桁結構的受力特點，分別設計對應的鋪層庫。利用VB語言把經典層合板理論中計算公式程序化，實現對鋪層庫中所有鋪層的層合板屬性進行批處理計算，得到對應的剛度矩陣、等效彈性模量，見附圖5。
步驟五：機翼壁板各BAY(肋和長桁圍成的矩形區)蒙皮、長桁結構的載荷確定：依據步驟三得到的的總體有限元計算結果數據，針對蒙皮長桁不同結構單元初始尺寸和不同失效模式計算的需求，對載荷進行二次分配計算；
T型長桁截面腹板和緣條載荷按照剛度分配，用於校核腹板和緣條的局部失穩。載荷計算公式為:
P＝Pstr×Ei×Ai/∑Ei×Ai
其中：
P——長桁腹板和緣條上分配的沿長桁軸向力；
Pstr——長桁單元軸向力；
Ei——長桁各元件的等效彈性模量；
Ai——長桁各元件的橫截面積。
對於壁板整體柱失穩分析，施加載荷應採用對應長桁單元的軸力和兩側蒙皮單元的部分載荷之和，見附圖6。載荷計算公式為：
Ptotal＝Pstr+Pskin1/2+Pskin2/2
其中：
Ptotal——壁板載荷；
Pstr——長桁單元軸向力，步驟三求得；
Pskin1——長桁相鄰左側蒙皮軸向載荷，步驟三求得；
Pskin2——長桁相鄰右側蒙皮軸向載荷，步驟三求得。
步驟六：壁板各結構失效模式設計許用值計算(長桁、蒙皮應變許用值通過複合材料積木式試驗得到)。
A.計算生成長桁局部穩定性、壓損以及應變設計許用值；
長桁局部穩定性設計許用值計算參考公式：
其中：
——長桁局部穩定性許用值；
D11，D66——層合板彎曲剛度；
a——層合板長度；
b——層合板寬度。
長桁壓損許用值計算公式參考：
<![CDATA[ N x c r 2 = 0.38 × N x c r _ c o m p r e s s i o n × E x b E x b w t w × E x b E x × ( A B S ( N x c r _ c o m p r e s s i o n ) t w ) E x E y - 0.797 ]]>
其中：
D11，D22，D12——層合板彎曲剛度；
——層合板壓損許用值；
Nxcr_compression——層合板壓縮強度；
Ex，Ey——層合板等效彈性模量；
bw——層合板寬度；
tw——層合板厚度。
B.計算生成蒙皮局部穩定性和應變設計許用值；
四邊簡支蒙皮在單位長度雙向壓縮載荷作用下的屈曲設計許用值計算公式參考：
<![CDATA[ N x c r 3 = π 2 D 22 b 2 ( D 11 / D 22 ) ( b / a ) 2 m 2 + 2 n 2 ( D 12 + 2 D 66 ) / D 22 + ( a / b ) 2 n 4 / m 2 1 + ( N y / N x ) ( a / b ) 2 ( n / m ) 2 , m i n ]]>
其中：
——層合板雙向壓縮載荷作用下屈曲許用值；
D11，D22，D12，D66——層合板彎曲剛度；
a——層合板長度；
b——層合板寬度；
m——層合板屈曲時沿長度方向，x方向，半波數；
n——層合板屈曲時沿寬度方向，y方向，半波數；
Ny——層合板y方向壓縮載荷；
Nx——層合板x方向壓縮載荷。
四邊簡支矩形層合板在剪切載荷作用下的屈曲設計許用值計算公式參考：
Nxycr——層合板在剪切載荷作用下屈曲許用值；
Ks——剪切屈曲係數；
D11，D22——層合板彎曲剛度；
b——層合板寬度。
步驟七：計算壁板結構各個BAY的安全裕度，見附圖7。
A.各個區域元件不同失效模式的裕度計算公式如下：
B.對於蒙皮在壓縮載荷Nx和剪切載荷Nxy複合作用下，安全裕度計算公式如下：
其中：
Rx＝Nx/N3xcr；
Rxy＝Nxy/Nxycr；
N3xcr——蒙皮只受軸向壓縮時，發生屈曲的臨界載荷；
Nxycr——蒙皮只受剪切載荷時，發生屈曲的臨界載荷。
當各個結構件各失效模式安全裕度都大於0時，說明結構滿足強度和剛度要求。當安全裕度小於0時，通過調整長桁腹板和緣條尺寸，或蒙皮與長桁鋪層，保證所有結構單元安全裕度大於0。
步驟八：對於整體成型的壁板結構，壁板鋪層布置和相鄰區域層合板丟層最大斜率比為：主承力方向1：20，其他任何方向1：10；在步驟七計算得到滿足強度和剛度要求的初始尺寸之後，通過對長桁與蒙皮波松比差值係數、以及長桁和蒙皮的剛度比的設置合理設計範圍，波松比差值係數取0.1-0.15，見附圖8，長桁與蒙皮剛度比取0.5-0.9，見附圖9。如不滿足該設計範圍，則對鋪層進行調整。
步驟九：機翼設計時有重量指標，因此結構設計時保證安全的同時還需要滿足重量要求。安全裕度大，結構更安全，但是裕度太大會使結構超重。若設計得到的初始尺寸不滿足重量要求，需要循環進行以上步驟，調整鋪層及尺寸，直至滿足重量要求為止，完成產品出圖，見附圖10。