機翼內外翼連接區(qū)域強度分析*

喬 冰，王帥培

(西安愛生技術集團公司 飛行器研發(fā)中心，陜西 西安 710065)

0 引 言

當前戰(zhàn)斗機由于受力的復雜性，內外翼連接區(qū)域容易出現應力集中現象，對內外翼連接區(qū)域進行強度分析以及合理的改進成為一項必不可少的環(huán)節(jié)。

筆者將采用HyperMesh有限元網格劃分軟件進行模型建立與網格劃分，進行有限元計算的前處理。對整體模型進行校核，并對實際載荷點針對模型進行有限元分載，驗證分載方法、合力和合力矩施加的正確性；對整體模型邊界條件和工況載荷進行了處理與加載后開展了工況載荷下整體機翼結構的強度計算分析，提出了整體機翼結構優(yōu)化設計建議并進行了分析評估。

1 有限元模型

建立機翼主結構有限元模型如下圖1所示，機翼結構除此之外，還有通過耳片與前墻連接的前緣內外襟翼，以及與后梁內段連接的后緣襟翼、與后梁外段連接的副翼，翼尖導彈及掛架位于機翼自由端通過耳片與機身連接。此次研究的重點是內外翼連接區(qū)域，也就是7#肋所在區(qū)域。

圖1 機翼主結構有限元模型

飛機機翼結構主要采用鋁合金、不銹鋼和鈦合金，材料清單及其性能參數見表1所列。

表1 機翼結構有限元模型材料清單及屬性表

除機翼主結構外，我們將全機模型建立出來。其中，橫向梁結構與弦向肋結構的連接采用共節(jié)點；梁與肋的上下緣條與上下蒙皮的連接采用面面接觸；前緣襟翼以及后緣襟翼、副翼是可以偏轉作動的，它們與前墻與后梁的連接通過耳片連接，利用剛性線固定平動自由度，釋放轉動自由度，主節(jié)點分別選在前墻后梁連接耳片上，從節(jié)點選在襟翼與副翼連接耳片上；副翼作動筒連接在7#肋與前梁耳片處，副翼作動時向前方傳遞力與力矩，此處的連接利用CERIG剛性線，將副翼作動筒與前梁耳片與7#肋連接起來；機翼機身的連接不是純剛度連接，在這里我們可以根據機翼機身的距離設置站點，通過建立彈簧元，與前墻、前梁、主梁、后梁耳片以及后緣襟翼連接，通過已知的彈簧單向平動剛度及彎曲剛度設置參數，機身站位點固支[1]。最終機翼有限元模型如圖2所示。

圖2 機翼有限元模型

2 機翼結構有限元模型校驗

2.1 工況載荷處理及加載

給定的典型載荷工況為機翼中面上423個點的載荷，在進行機翼結構有限元模型載荷加載時需要將423個載荷點的載荷值轉換為機翼上翼面對應位置的多個有限元節(jié)點載荷，分載方法如圖3所示，在XY平面內將氣動點載荷Fi先一分為二、再二分為四得到4個大小相等的有限元節(jié)點載荷fi(i=1,2,3,4)，然后根據fi的XY平面坐標在機翼結構有限元模型上翼面中確定一個最接近的節(jié)點進行載荷加載，分載方法確保分載前后合力和合力矩不變。

圖3 氣動點載荷向有限元節(jié)點分載的分載方法示意

2.2 機翼結構有限元模型校驗

進行機翼結構強度計算時，為了保證計算分析的準確無誤，需要進行兩步驗證：

首先，在將給定423個載荷點載荷向機翼結構有限元模型上翼面節(jié)點分載后，應確保合力和合力矩不變，以驗證分載方法的正確性。

其次，在對機翼結構有限元模型進行各工況強度計算后，應確保支承點的合力和合力矩與加載載荷的合力和合力矩一致，以驗證有限元模型的正確性。

上述兩步驗證綜合起來，應該滿足下式：

(1)

式中：Fx和Fz分別為給定423個載荷點在X向和Z向的合力，Mx、My和Mz分別為423個載荷點對X軸、Y軸和Z軸的力矩；上標“'□′”表示將載荷由423個載荷點分載到機翼有限元模型節(jié)點后的合力與合力矩；上標“□″”表示機翼有限元模型強度計算后支承點的合力與合力矩[8]。

2.2.1 合力的驗證

合力Fx和Fz的驗證結果分別如表2、3所示，從表中可見分載前、分載后及有限元模型支承點支反力基本上完全一致，說明分載方法和建立的機翼結構有限元模型都是正確的。

表2 合力F驗證結果

2.2.2 合力矩的驗證

機翼上受到的外力可分為Fx和Fz兩個方向的力，這兩個方向的力分別對X、Y和Z軸取矩求和得到合力矩Mx、My和Mz。

合力矩Mx在分載前后及有限元模型中都是由Fz得到，不受其它因素影響；合力矩My在分載前由Fz產生(由于給定423個載荷點位于XY平面，Fx的力臂為0，對合力矩My的貢獻為0)，分載后以及有限元模型中載荷點都位于機翼上翼面，因此合力矩My都由Fx和Fz共同產生；合力矩Mz在分載前、分載后以及有限元模型中都由Fx產生，其驗證結果如表3所示，從表中可以看到這三種情況下得到的合力矩間誤差很小，說明分載方法和機翼結構有限元模型都是正確的。

表3 合力矩M驗證結果

2.2.3 慣性載荷下力平衡檢查

除采用合力和合力矩相等的方法進行有限元模型驗證外，還可采用慣性載荷下力平衡檢查方法對有限元模型的正確性進行檢驗。

對機翼結構有限元模型分別施加三個方向大小為1 m/s-2的慣性載荷，11個約束節(jié)點上的支反力及其合力如表4所列。從表中可知，結構受力大小與所有約束節(jié)點合力相等且方向相反，說明機翼結構在三個方向上受力是平衡的。

表4 大小為1 m/s-2的慣性載荷下結構各約束點支反力

3 機翼結構強度分析

此處針對該工況對機翼結構有限元模型進行了強度計算，工況載荷為給定使用載荷基礎上統(tǒng)一乘1.5倍系數的極限載荷。

每種工況下機翼上的載荷分別各不相同，采用圖示的方法給出了各工況載荷的大小與分布，如下圖所示4，黑色實心圓代表了Fz或Fx，圓半徑與載荷值成正比；藍色實心圓代表了-Fz或-Fx，圓半徑與載荷值同樣成正比。

圖4 工況載荷分布

在該工況下，對其進行強度分析，可得到該工況下整體機翼結構的應力云圖及位移云圖，如圖5所示。

圖5 整體機翼應力

整體機翼結構的最大應力位置發(fā)生在主梁上，主梁的強度極限為1 098 MPa，計算結果均小于強度極限，滿足強度要求，因為根部約束，導彈處為自由端，所以最大位移都發(fā)生在導彈處。在對整體機翼分析后，我們挑選主梁、后梁這兩個主要承力部件，觀察它們的應力以及位移云圖，本次分析的重點在內外翼連接區(qū)域，我們還需要將內外翼挑選出來進行分析。下圖6、7是對應工況下的主梁、后梁應力云圖和位移云圖。

圖6 主梁應力

圖7 后梁應力

觀察以上工況的應力云圖和位移云圖，我們可以發(fā)現，主梁應力最大的區(qū)域發(fā)生耳片處，主梁和后梁材料為不銹鋼PH13-8Mo，材料強度極限為1 400 MPa，計算出的最大應力主梁為1 098 MPa、后梁為892 MPa，未發(fā)生破壞，因為根部約束，所以位移最大處發(fā)生在結構末端。

內外翼區(qū)域為此次研究的重點，內外翼連接區(qū)域主要是7#肋所在區(qū)域，根據圣維南原理，約束以及載荷方式的不同，會對附近區(qū)域的應力分布有影響，所以我們把內外翼區(qū)域擴展到6#肋～8#肋所對應的區(qū)域。內外翼區(qū)域的應力云圖以及位移云圖如圖8所示，最大應力為472 MPa，發(fā)生在后梁內段，該處產生應力最大的原因是模型此處有直角，但仍小于其材料強度極限。

圖8 內外翼應力

4 結 論

針對建立的有限元模型，對載荷進行有限元分載后加載到有限元節(jié)點，對關鍵部位進行強度分析，對后續(xù)結構優(yōu)化提供基礎，得到的具體結論如下：

(1) 提出新的分載方式，將給定機翼中面上的氣動點載荷Fi一分為二、再二分為四得到4個大小相等的有限元節(jié)點載荷fi(i=1,2,3,4)，然后根據fi的XY平面坐標在機翼結構有限元模型上翼面中確定一個最接近的節(jié)點進行載荷加載，分載方法確保分載前后合力和合力矩不變。

(2) 在合理的分載和約束條件基礎上，對機翼結構進行強度分析，通過計算，得到機翼結構的最大應力水平在材料的強度極限之內，結構不會發(fā)生破壞。

(3) 根據強度分析結果，對結構設計具有一定的指導意義，結構都存在富裕，可適量減重，后梁結構也可避免直角設計引起的應力集中。

根據該分載方式可以將試驗數據轉化為理論分析，對以后的強度分析和結構優(yōu)化墊定基礎。