柯曾言,徐 丹
(洪都航空工業集團,南昌 330024)
加筋壁板是飛機翼面上常用的承力結構形式,當其用于翼面受壓部位時,屈曲臨界應力在很大程度上決定了該結構的承載能力,因此,最大限度地提高臨界屈曲應力是整體加筋壁板設計的關鍵,但如何合理地考慮加筋壁板的邊界條件是分析的難點。
目前,大部分參考文獻[1-6]中,雖然加筋板的壓縮局部屈曲系數最大可以達到約6.8,但在考慮縱向壓縮總體屈曲系數時,非承載邊的支持條件通常取簡支,同時假設加筋條的扭轉剛度很小,忽略了板沿加筋條軸線的扭轉約束。因而,在估算總體屈曲應力時偏保守。實際結構中,大部分翼面在設計加筋壁板時,都有梁或墻對壁板的非加載邊提供支持,不僅限制了壁板的邊緣在壁板面內的翹曲,同時也限制了壁板繞壁板邊緣(或梁緣條)的旋轉。因此,筋條有一定的扭轉剛度,在某些情況下,可以起到較強的抗扭作用??梢哉J為,板的邊界實際上是具有某種程度旋轉約束的彈性支持。
某型飛機機翼整體加筋壁板在詳細設計階段,有5塊壁板的總體穩定性不能滿足要求,但在靜力試驗時以上部位并未出現屈曲。本論文主要以該型飛機機翼整體加筋壁板為研究對象,考慮非加載邊支持結構對屈曲應力的影響,總結了適合該型飛機機翼油箱壁板穩定性的計算規律。
圖1為某型飛機機翼整體油箱壁板典型結構。筋條有“工”字形和“Τ”字形兩種形式。加筋板剖面示意圖見圖2,具體參數見表1。
圖1 典型加筋板結構簡圖
加筋板材料及材料屬性:7075T651,E=72400 MPa,v=0.33,ρ=2.796g/cm3,σ0.7=475.36MPα,壓縮屈服應力,σcy=468.9MPα,σb=538MPα,形狀參數 n=25。
圖2 加筋板剖面參數示意圖
表1 典型加筋板參數(單位:mm)
有限元建模時,將加筋板簡化為殼元(shell),單元的長寬比為2~4,節點取在加筋板的中面上,有限元網格見圖3。
考慮非加載邊支持結構的屈曲模型是在圖3有限元網格基礎上,按支持件的實際參數,修改A-A'和B-B'邊單元屬性和增加支持件結構部分單元,有限元網格簡圖見圖4,典型剖面見圖5。
圖3和圖4中,A'-B'-C'-D'-E'-F'為加載端。
圖3 非加載邊無支持件的有限元網格簡圖
圖4 非加載邊有支持件的有限元網格簡圖
圖5 非加載邊有支持件的典型剖面
u、v、w 分別為 x、y、z 方向的位移,θx、θy、θz分別為x、y、z方向的轉角位移。
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板端部 AB:u=v=w=θx=θz=0(邊界簡支)
筋條端部 C-D 和 E-F:u=v=w=θy=θz=0 (邊界簡支)
板端部 A'B':u=v=θy=θz=0(Z 向可滑動簡支)
筋條端部 C'-D'和 E'-F':u=v=θx=θz=0(Z 向可滑動簡支)
板端 A'-B'-C'-D'-E'-F':w1=w2=w3……wn=……(所有節點的w相同,兩端保持平面相對接近)
1)非加載邊簡化為“V”形槽支持
非加載邊A-A'和B-B':在板平面內可以自由彎曲,垂直板平面的位移v=0,垂直于非承載邊方向的應力為0,即v=0,u≠常量。
2)非加載邊彈性支持
非加載邊A-A'和B-B':在板平面內由支持件提供彈性支持,垂直板平面的位移v=0。
在加載端A'-B'-C'-D'-E'-F'上施加均布的壓縮載荷,本論文在加載端單位面積(mm2)施加300N壓力。
基于MSC/NASTRAN的屈曲分析必須要有兩種子情況:
第一子情況:定義載荷,進行靜力分析。
第二子情況:選取特征值解法,求解屈曲分析的特征值問題。
本論文選取Lanczos法進行線性屈曲分析。
屈曲臨界載荷:σcr=λ1·σ0,λ1—屈曲分析的最小特征值,由有限元屈曲分析得到。
MSC/NASTRAN軟件中的Buckling模塊,計算得各典型剖面的屈曲臨界應力見表2,屈曲模態見圖6~圖 13。
表2 各典型剖面的屈曲臨界應力
圖6 典型剖面①在兩種邊界條件下的屈曲模態
圖7 典型剖面②在兩種邊界條件下的屈曲模態
圖8 典型剖面③在兩種邊界條件下的屈曲模態
圖9 典型剖面④在兩種邊界條件下的屈曲模態
圖10 典型剖面⑤在兩種邊界條件下的屈曲模態
圖11 典型剖面⑥在兩種邊界條件下的屈曲模態
圖12 典型剖面⑦在兩種邊界條件下的屈曲模態
圖13 典型剖面⑧在兩種邊界條件下的屈曲模態
工程中常用的穩定性分析方法主要使用結構穩定性設計與分析系統SDA1.1軟件進行計算。計算得各典型剖面的屈曲應力及屈曲模式見表3。
由表2,各種典型加筋板在不同分析方法下的屈曲臨界應力對比分析見表3及圖14。
表3 各種典型加筋板的屈曲臨界應力對比分析
圖14 不同分析方法下的屈曲臨界應力變化曲線簡圖
由表3及圖14可知:
當筋條面積和壁板面積之比大于0.4時,SDA1.1計算得到的屈曲臨界應力較由MSC/NASTRAN計算得到的屈曲臨界應力大;當筋條面積和壁板面積之比小于0.4時,SDA1.1計算得到的屈曲臨界應力較由MSC/NASTRAN計算得到的屈曲臨界應力小。用有限元法計算時,將支持件簡化為“V”形槽支持和“彈性”支持對屈曲臨界應力有明顯影響,“彈性”支持情況的屈曲臨界應力比“V”形槽支持情況的屈曲臨界應力提高約16%~22%。由圖6~圖13,NASTRAN屈曲模態與SDA1.1的分析結果非常吻合,即當筋條很強時(Aw/As>0.4),發生局部塑性或彈性屈曲(受筋條約束的薄板屈曲);當筋條較弱時(Aw/As<0.4),發生總體彈性屈曲(薄板和筋條同時屈曲)。
1)“彈性”支持情況的屈曲臨界應力比“V”形槽支持情況的屈曲臨界應力提高約16%~22%。
2)當Aw/As>0.4,采用SDA1.1軟件進行穩定性設計;當Aw/As<0.4時,采用有限元法(需考慮非加載邊支持件的彈性效應)進行穩定性設計時,與試驗結果比較吻合。
[1]葉天麒,周天孝.航空結構有限元分析指南.北京:航空工業出版社,1996.
[2]飛機設計手冊編委會,飛機設計手冊第三冊:強度計算(上冊).北京:國防工業出版社,1983.
[3]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊第九冊.載荷、強度和剛度.北京:國防工業出版社,2001.12.
[4]章怡寧.殲擊機翼面典型加筋板受壓穩定性計算方法與試驗.沈陽:三機部601所,1977.
[5]崔德剛.結構穩定性設計手冊.北京:航空工業出版社,2006.5.
[6]結構穩定性設計與分析系統(SDA1.1).