基于CATIA的型架參數(shù)化剛度校核方法

鄧忠林,劉建業(yè)

(沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院),沈陽 110136)

基于CATIA的型架參數(shù)化剛度校核方法

鄧忠林,劉建業(yè)

(沈陽航空航天大學 航空航天工程學部(院),沈陽 110136)

型架是飛機裝配過程中的重要工裝，剛度校核是其設計過程中必不可少的重要環(huán)節(jié)。通過簡化剛度校核過程中的模型建立、參數(shù)設置與骨架重構(gòu)，從而從大量備選參數(shù)中快速選取最優(yōu)參數(shù)對型架設計具有重要意義?；诰€框化模型建立方法，利用CATIA平臺，將參數(shù)化技術與有限元分析仿真相結(jié)合，提出了一種參數(shù)化的剛度校核方法，通過算例驗證此方法在保證剛度校核準確度的前提下縮短了校核時間，降低了重復工作量，提高了型架設計的工作效率。

飛機型架；剛度校核；參數(shù)化；線框化；CATIA

裝配型架是飛機裝配中的重要工裝，其剛度直接影響著飛機產(chǎn)品裝配質(zhì)量與安裝精度[1]。目前國內(nèi)飛機型架設計主要依靠人工經(jīng)驗，根據(jù)具體裝配要求，選取相似的現(xiàn)存型架作為參考，利用CATIA、UG等軟件對其進行3D建模，通過有限元仿真分析工具進行剛度校核，若不滿足剛度需求則修正3D模型方案并重復以上步驟直到達到要求為止[1-3]。這種“參考設計-3D建模-有限元分析-修正-3D建模-有限元分析”的流程對于型架的拓撲結(jié)構(gòu)相同僅結(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)改變的情況會產(chǎn)生大量重復勞動而降低整個型架設計的工作效率。

本文基于CATIA平臺，將參數(shù)化技術與有限元分析仿真相結(jié)合，提出一種參數(shù)化的剛度校核方法，當型架拓撲結(jié)構(gòu)不變時能夠在CAE模塊中快捷的重構(gòu)分析模型并進行剛度有限元分析[4-5],解決了傳統(tǒng)型架剛度校核中存在的當模型數(shù)據(jù)改變后重建模型重復工作量大，效率低下的問題。

1 基于CATIA的型架參數(shù)化建模及剛度分析方法

1.1 型架線框化方法

由于傳統(tǒng)建模方法是在基準層面間直接對構(gòu)造骨架補充擴張參數(shù)，且直接對三維實體單元進行網(wǎng)格劃分，并不利于模型重構(gòu)與有限元分析。故基于型架線框化理論對型架模型進行線框化簡化處理，簡化過程基于以下原則。

(1)骨架結(jié)構(gòu)：將骨架中單個獨立元素單元視為梁單元或桿單元，各個梁單元的結(jié)合處根據(jù)不同的情況將其視為剛性連接和鉸接兩種形式的節(jié)點。梁單元的位置可由原結(jié)構(gòu)的形心軸線位置確定，結(jié)點位置位于梁單元截面形心處，梁單元長度由結(jié)點之間距離確定。

(2)作用載荷：在型架剛度分析中載荷分基體載荷和后加載荷，基體載荷即型架梁或框架的自重。后加載荷即在梁上定位點的安裝過程中逐步加與其上或最后加與其上的載荷，常見的有產(chǎn)品的重量、卡板及叉子重量、接頭定位件重量、操作工人重量等。產(chǎn)品的重量可按集中載荷簡化均分到各個作用點上，叉子與卡板可視為整體考慮，當其數(shù)量少且間距大時可將其按集中載荷簡化，平均分配到上下梁支點上。當布置緊密，數(shù)量多且間距小時，可以將其按均布載荷簡化。接頭定位件重量可按集中載荷簡化，作用位置根據(jù)具體情況確定。操作工人重量可按人均體重視為集中載荷，作用于最危險處。

(3)邊界條件的簡化：邊界點可直觀的根據(jù)實際結(jié)構(gòu)的邊界情況確定，并根據(jù)實際情況將其簡化為固定支座或鉸支座[1-3]。

1.2 型架參數(shù)驅(qū)動方法

由型架線框化方法可知型架骨架由梁單元構(gòu)成，其具有明顯的參數(shù)化驅(qū)動特性，能夠用參數(shù)表征其結(jié)構(gòu)尺寸，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)可變型架的有限元分析[4-5]。其參數(shù)化驅(qū)動元素分為以下3種。

(1)構(gòu)造骨架：構(gòu)造骨架是型架的主體框架，作用為撐起整體結(jié)構(gòu)的核心框架;

(2)擴展參數(shù)：擴展參數(shù)是對構(gòu)造骨架的擴充，擴展參數(shù)作用于構(gòu)造骨架上，主要為型架的截面參數(shù)與材料參數(shù);

(3)基準層面：基準層面是對同一類構(gòu)造骨架的承載，它標明了構(gòu)造骨架與擴展參數(shù)擴充的起始與終了。

建立模型需先確定一段骨架單元的基準層面，再在其上根據(jù)構(gòu)造骨架補充擴展參數(shù)，循環(huán)往復,最終完成型架建模。如圖1所示為某機機身后段裝配型架骨架圖，L1、L2、L3、L4、L5、L6、L7、L8、L9為第一段型架的構(gòu)造骨架，S111、S211、S311、S112、S113、S313、S114、S314為立柱L1、L2、L5、L8、L9的基準層面，R1212、R1313、R1314、R1215為左半?yún)^(qū)斜梁L7、L3的基準層面，Rr212、Rr113、Rr114、Rr215為右半?yún)^(qū)斜梁L4、L6的基準層面，D1、D2為第一段型架骨架與第二段骨架的基準層面。骨架由壁厚5 mm，邊長100×100 mm的方鋼焊接而成，方鋼的截面尺寸是該型架骨架的擴展參數(shù)。角標數(shù)字按順序表示了該參數(shù)所在的x、y、z層面標號，由以上參數(shù)能夠完全實現(xiàn)在不同層面的參數(shù)化驅(qū)動[6-8]。

圖1 某機機身后端裝配型架骨架

1.3 CATIA的參數(shù)化技術

常見的參數(shù)化方法可分為代數(shù)法、人工智能法、直接操作法和語言描述法。CATIA參數(shù)化實質(zhì)上為采用語言描述法對線框化模型參數(shù)化設計并進行剛度分析的方法。上述方法的具體實施步驟如下。

(1)利用參數(shù)化理論在Parameters TREE下對線框化模型設定獨立于基體的Parameters與用于建立各參數(shù)聯(lián)系的formulas等知識對象[8]。

(2)使用Edit Formula將型架中具有明確數(shù)值的構(gòu)造骨架長度與基準層面間距等隱式的設計實踐同嵌入整個設計過程的顯示知識Parameters相關聯(lián)[9]，實現(xiàn)特征參數(shù)對骨架和擴展參數(shù)的代替。

(3)使用CATIA Command Language于內(nèi)部或通過外部文件設計表(Design Table)于外部控制特征參數(shù)。

(4)根據(jù)裝配要求對特征參數(shù)進行賦值，構(gòu)建分析模型并進行有限元分析。

對于拓撲結(jié)構(gòu)相同的型架在前三步完成后，只需重復進行第4步便可得到新結(jié)構(gòu)參數(shù)的有限元分析結(jié)果，集成且智能化的實現(xiàn)了三維幾何模型和設計標準的統(tǒng)一，從而有利于飛機型架設計知識的繼承與積累，提高了新型架的開發(fā)的效率，節(jié)約了時間與成本[9-12]。由于特征參數(shù)儲存于外部文件，可通過修改外部關聯(lián)EXCEL表來快速添加、修改、刪除數(shù)組，并不直接操作有限元軟件本身。故這個過程甚至可以不要求操作人員具有豐富的有限元分析知識便可實現(xiàn)。圖2為某型飛機機身后段骨架特征參數(shù)外部文件設計表。

圖2 某型飛機機身后段骨架特征參數(shù)外部文件設計表

1.4 基于CATIA的剛度分析方法

關聯(lián)擴展參數(shù)是剛度分析的關鍵，骨架參數(shù)的參數(shù)化驅(qū)動關聯(lián)是通過Generative Shape Design模塊進行的，而擴展參數(shù)是通過CAE模塊進行參數(shù)化關聯(lián)的，其關聯(lián)的實質(zhì)是將擴展參數(shù)作為一種附加因素施加于構(gòu)造骨架上，將其由三維梁單元轉(zhuǎn)化為一維線性單元分析，從而大大減少了占用內(nèi)存與計算時間[13]。整體施加流程包括利用Beam Mesher對其進行整體梁單元網(wǎng)格劃分，并利用Beam Property 生成梁單元屬性，對構(gòu)造骨架進行截面與材料等擴展參數(shù)的補充?；贑ATIA參數(shù)化技術使用Section方法對截面參數(shù)進行設定，在外部編輯型鋼設計表并關聯(lián)，對不同種擴展參數(shù)實現(xiàn)參數(shù)化驅(qū)動[5]。利用Loads工具施加對應載荷，載荷的類型根據(jù)作用載荷簡化方法簡化為集中或均布載荷，并根據(jù)邊界條件簡化方法利用Restraints工具對邊界約束加以限定[14]。利用Compute計算結(jié)果，輸出有限元云圖，整體流程如圖3所示。

圖3 基于CATIA的型架剛度分析流程圖

2 應用實例

為了分析方法的準確性，參照航標(HB/Z73-83)《型架常用框架計算剛度》中的立式框架模型[15]，如圖4所示，將標準給定的撓度值采用兩種方法計算值進行對比，據(jù)《型架常用框架計算剛度》中立式框架的尺寸規(guī)格：L=2 000 mm，H=1 500 mm，材料：Q235鋼，彈性模量E=210 GPa，柏松比ν=0.25，密度ρ=7 850 kg/m3；對焊槽鋼16 b，力系施加如圖5所示，PZ=-490 N,MX=-98 N/m。

圖4 立式型架結(jié)構(gòu)

圖6所示為常規(guī)建模法與線框化法剛度校核云圖，撓度分別為Ymax1=0.041 9 mm，Ymax2=0.042 1 mm，二者與航標結(jié)果0.03+0.01=0.04 mm吻合(力與力矩產(chǎn)生的負Z向撓度值0.03 mm,型架自重產(chǎn)生的負Z向撓度值0.01 mm)。

圖5 立式型架力系

圖6 常規(guī)建模法與線框化參數(shù)法剛度校核云圖

圖7所示為線框化后的某型號飛機機身后段裝配型架，為選取合適型材需進行自重下的剛度有限元分析。外形骨架截面形狀為正六邊形，根據(jù)驅(qū)動參數(shù)不同，將6組機型數(shù)據(jù)寫入設計表中待測,詳見表1，并以關聯(lián)外部文件的方法對構(gòu)造骨架進行參數(shù)化驅(qū)動。型材選取了12種常見熱軋普通槽鋼對焊，型號為12、14a、14b、16a、16b、18b、20b、22b、25b、28b、32b與36b，規(guī)格按GB/T 707-1988計算[16]，并將截面數(shù)據(jù)寫入另一關聯(lián)數(shù)據(jù)表中。各型材連接方法為焊接，故構(gòu)造骨架間簡化為剛性連接。整體型架由地腳螺栓與地面基礎連接，簡化為固定支座。

如圖8所示為圖1參數(shù)型架的線框化方法剛度分析與常規(guī)建模方法剛度分析有限元云圖，計算包含其與表1在內(nèi)的9組型架在使用該型號方

圖7 線框化后的某機機身后段裝配型架

鋼時自重下的撓度值與計算時長，統(tǒng)計數(shù)據(jù)如圖9所示，可明顯看出二者的撓度值曲線貼合并無較大誤差，而常規(guī)方法分析時間遠高于線框化參數(shù)法。由于常規(guī)建模法計算時長隨型架整體尺寸增大而明顯增大，二者時長差距會被逐漸拉開。這是由于增大結(jié)構(gòu)尺寸會加大三維計算網(wǎng)格量造成的，而線框化參數(shù)法實質(zhì)為一維網(wǎng)格計算并不受影響造成的。同樣提高網(wǎng)格劃分精度與增加施加載荷量也會得到相同結(jié)論，由此該方法具有不錯的準確性與快速性。

如圖10～13為Ⅰ至Ⅶ組型架在理想對焊槽鋼下的剛度分析有限元云圖，由于采用參數(shù)化驅(qū)動，不同組模型重構(gòu)，只需在設計表下選取對應數(shù)據(jù)的數(shù)組即可完成，而不需重新建模，大大提高了校核效率。對于機身裝配型架等一般精度要求的型架，一般的許用撓度為0.2 mm[2]。型架最終使用截面類型根據(jù)變形量確定，使用大截面尺寸的型鋼時雖可提高型架剛度，但同時會提高型架重量與成本。因此可以選用適中截面尺寸的型鋼，再加以角材等加固件，既保證了剛度，又減輕了重量與成本。

表1 某機機身后段裝配型架參數(shù)表

圖8 線框化模型與傳統(tǒng)模型有限元云圖對比圖

圖9 撓度與計算時長對比圖

圖10 16a對焊槽鋼的Ⅰ號與18b對焊槽鋼的Ⅱ號型架有限元云圖

圖11 18b對焊槽鋼的Ⅲ號與20b對焊槽鋼的Ⅳ號型架有限元云圖

圖12 28b對焊槽鋼的Ⅴ號與28b對焊槽鋼的Ⅵ號型架有限元云圖

圖13 32b對焊槽鋼的Ⅶ號型架有限元云圖

3 結(jié)論

在研究型架剛度校核方法的基礎上，對型架模型線框化方法進行了分析，論述了該方法的線框化過程，并基于CATIA的參數(shù)化技術提出了一種參數(shù)化驅(qū)動的剛度校核方法。經(jīng)實例驗證，該方法校核結(jié)果準確、可靠，且比常規(guī)建模法降低了計算時間，簡化了模型重構(gòu)過程，減少了同種拓撲結(jié)構(gòu)多數(shù)據(jù)情況下的重復工作量，提高了型架設計的工作效率；另外，該方法可通過補充實際工況，為多工況下型架剛度對比提供了可供參考的解決途徑。

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(責任編輯：吳萍 英文審校：趙歡)

ResearchonparameterizedrigiditycheckofJigbasedonCATIA

DENG Zhong-lin,LIU Jian-ye

(Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Jig is an important fixture for assembling aircraft，and its rigidity check is an indispensable step of Jig design.During the rigidity check,modeling,setting of parameters and reconstruction of skeleton are simplified to select optimum parameters for the design of jig from a large number of alternative parameters.A method of parameterized rigidity check was proposed using CATIA.The method combined parameterized technology with finite element analysis based on linear modeling.The example shows that the method can shorten check time,reduce repeated workload and improve efficiency of jig design under a condition of retaining rigidity check accuracy.

aircraft jig;rigidity check;parameterized;linear;CATIA

2017-04-13

鄧忠林(1960-)，男，遼寧沈陽人，教授，主要研究方向：航空設備與工藝試驗，E-mail:zhonglindeng@126.com。

2095-1248(2017)04-0034-07

V264

： A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.04.004