一种直升机机体主承力结构应力分析方法技术

本发明专利技术公开了一种直升机机体主承力结构应力分析方法，包括：在直升机机体坐标系下，对直升机机体主承力结构进行网格离散化，选取对应的单元类型模拟相应的结构；依据直升机机体主承力结构的材料属性与截面几何属性，来定义用以模拟相应结构的单元的属性；将直升机上各个部件分别离散成质量点，然后以各质量点的重心的位置为几何坐标的输入，批量创建质量点的参照点，以单个参照点为单位，批量创建参照点组，并将单元中的结点加入到组中；计算直升机全机单个参照点的重心处的惯性载荷并分配到结点上；计算不同载荷工况下结点的位移与结点力。本方法有效地提高直升机机身主承力结构的应力分析精度与计算效率。应力分析精度与计算效率。应力分析精度与计算效率。

【技术实现步骤摘要】
一种直升机机体主承力结构应力分析方法


[0001]本专利技术属于直升机强度设计领域，涉及一种直升机机体主承力结构应力分析方法。

技术介绍

[0002]随着对直升机机体主承力结构设计的经济性提出更高的要求，直升机机体主承力结构布置的合理性，是建立在机体主承力结构的应力分析结果基础上，以往的做法是将机体结构简化离散成粗放式网格，通过有限单元法求解单元结点位移，以此形成单元受力状态。
[0003]但粗放式网格数量较少，无法满足直升机主承力结构的应力分布状态，这样得到的分析结果不足以反映结构的真实受载分布。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种直升机机体主承力结构应力分析方法，用以提高直升机机身主承力结构的应力分析精度与计算效率。
[0005]为了实现上述任务，本专利技术采用以下技术方案：
[0006]一种直升机机体主承力结构应力分析方法，包括以下步骤：
[0007]在直升机机体坐标系下，对直升机机体主承力结构进行网格离散化，选取对应的单元类型模拟相应的结构；
[0008]依据直升机机体主承力结构的材料属性与截面几何属性，来定义用以模拟相应结构的单元的属性；
[0009]将直升机上各个部件分别离散成质量点，然后以各质量点的重心的位置为几何坐标的输入，批量创建质量点的参照点Point，其中，参照点用于将质量点的重心位置显性化，参照点在直升机机体坐标系中具有相对的坐标位置；
[0010]以单个参照点Point为单位，批量创建参照点组Group；
[0011]以单个参照点Point为参照位置，按照合理传力路线的原则，在模拟主承力结构的单元上选取能够传递此单个参照点Point的惯性载荷的单个结点或若干个结点，并将被选取的单个结点或若干个结点加入所创建的此参照点Point的参照点组Group中；
[0012]通过直升机所承受的外部载荷信息与直升机的全机各部件的质量信息，计算直升机全机单个参照点Point的重心处的惯性载荷；
[0013]将计算的单个参照点Point的重心处的惯性载荷分配到创建的此单个参照点Point对应的参照点组Group中的单个结点或若干个结点上；
[0014]按照不同的飞行载荷、地面载荷的不同载荷组合状态，创建针对于每一种载荷组合状态的载荷工况；
[0015]计算创建的所有载荷工况，得到各载荷工况下单元结点的位移与结点力。
[0016]进一步地，所述方法还包括：
[0017]对计算得到的单元结点位移与结点力进行可视化的后处理，以显示各工况下的直升机机体主承力结构的应力或应变状态。
[0018]进一步地，所述的主承力结构包括隔框、纵梁、地板、蒙皮、动力系统安装平台、平尾、垂尾；对于主承力结构，选择剪切板单元、壳单元、梁单元、杆单元。
[0019]进一步地，对于金属材料，用剪切板单元同时赋予材料的弹性模量、单元厚度。
[0020]进一步地，对于复合材料，用壳单元，同样赋予复核材料各层的弹性模量和泊松比、单元方向及单元厚度。
[0021]进一步地，对于承弯结构，赋予梁单元截面形状、截面的面积、材料弹性模量和泊松比。
[0022]进一步地，对于仅承拉压的结构，赋予杆单元截面的面积、材料弹性模量和泊松比。
[0023]进一步地，所述计算直升机全机单个参照点Point的重心处的惯性载荷，包括：
[0024]根据全机质量体转动惯量与惯性积计算全机重心处的转动惯量与惯性积，计算参照点Point的重心处的转动惯量绕xyz轴在全机重心处的转动惯量I
xic
、I
yic
、I
zic
；参照点Point的重心处的惯性积平移到全机重心处的惯性积为I
xyic
，I
yyic
，I
zyic
；全机重心处的转动惯量与惯性积分别为I
xc
、I
xyc
；
[0025]根据全机重心处的合力与合力矩与全机重心处的转动惯量、惯性积计算全机重心处过载n
xc
、n
yc
、n
zc
，并计算全机重心处的转动过载Wx，其他轴向以此类推，最后根据全机重心处平动过载与转动过载计算全机质量体参照点Point处的过载与惯性载荷，得到全机质量体参照点Point处的x，y，z方向的过载n
xi
、n
yi
、n
zi
，从而计算全机质量体参照点Point重心处的x，y，z方向惯性载荷。
[0026]进一步地，所述将计算的单个参照点Point的重心处的惯性载荷分配到创建的此单个参照点Point对应的参照点组Group中的单个结点或若干个结点上，包括：
[0027]首先计算有每个参照点组中所有结点的几何中心点，将该参照点组对应的参考点重心处的惯性载荷，包括惯性力F
1(x,y,z)
与惯性力矩M
1(x,y,z)
通过静力等效原则分配到所述的几何中心点上，其中参考点重心处与几何中心点的相对位置为e
(x,y,z)
，单元中单个结点的权重因数为ω
i
，如公式(1)，再根据实际应用需求利用不同的权重因数将几何中心点上的惯性力F
2(x,y,z)
与惯性力矩M
2(x,y,z)
分配到有单元中的各个结点上；其中几何中心点与单个结点的相对位置为r
i(x,y,z)
，如公式(2)与(3)，将由公式(2)与(3)分别计算出的惯性力F
2i(x,y,z)a
、F
2i(x,y,z)b
进行叠加处理，即得出分配到有限元模型结点(2)上的惯性力F
2i(x,y,z)
，即结点处的惯性载荷：
[0028]F
2(x,y,z)
＝F
1(x,y,z)
，M
2(x,y,z)
＝M
1(x,y,z)
+F
2(x,y,z)
·
e
(x,y,z)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0029][0030][0031]与现有技术相比，本专利技术具有以下技术特点：
[0032]本专利技术能构精确地模拟直升机机体的主承力结构布置，准确且方便定位直升机各
质量体重心位置，网格尺寸与质量体的计算数量可依据计算精度需求进行调整，惯性载荷计算与结点载荷二次分配完全自动化，计算速度快，运算效率高，可视化效果强，以此判断直升机机体主承力结构布置方案的合理性，以及实现直升机机体主承力结构尺寸的快速迭代，可较大地提高直升机机体主承力结构应力分析的精度。
附图说明
[0033]图1是直升机机体主承力结构应力分析步骤示意图；
[0034]图2是直升机机体主承力结构示意图(1隔框、2纵梁、3地板、4本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，包括以下步骤：在直升机机体坐标系下，对直升机机体主承力结构进行网格离散化，选取对应的单元类型模拟相应的结构；依据直升机机体主承力结构的材料属性与截面几何属性，来定义用以模拟相应结构的单元的属性；将直升机上各个部件分别离散成质量点，然后以各质量点的重心的位置为几何坐标的输入，批量创建质量点的参照点Point，其中，参照点用于将质量点的重心位置显性化，参照点在直升机机体坐标系中具有相对的坐标位置；以单个参照点Point为单位，批量创建参照点组Group；以单个参照点Point为参照位置，按照合理传力路线的原则，在模拟主承力结构的单元上选取能够传递此单个参照点Point的惯性载荷的单个结点或若干个结点，并将被选取的单个结点或若干个结点加入所创建的此参照点Point的参照点组Group中；通过直升机所承受的外部载荷信息与直升机的全机各部件的质量信息，计算直升机全机单个参照点Point的重心处的惯性载荷；将计算的单个参照点Point的重心处的惯性载荷分配到创建的此单个参照点Point对应的参照点组Group中的单个结点或若干个结点上；按照不同的飞行载荷、地面载荷的不同载荷组合状态，创建针对于每一种载荷组合状态的载荷工况；计算创建的所有载荷工况，得到各载荷工况下单元上结点的位移与结点力。2.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，所述方法还包括：对计算得到的单元结点位移与结点力进行可视化的后处理，以显示各工况下的直升机机体主承力结构的应力或应变状态。3.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，所述的主承力结构包括隔框、纵梁、地板、蒙皮、动力系统安装平台、平尾、垂尾；对于主承力结构，选择剪切板单元、壳单元、梁单元、杆单元。4.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，对于金属材料，用剪切板单元同时赋予材料的弹性模量、单元厚度。5.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，对于复合材料，用壳单元，同样赋予复核材料各层的弹性模量和泊松比、单元方向及单元厚度。6.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，对于承弯结构，赋予梁单元截面形状、截面的面积、材料弹性模量和泊松比。7.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，对于仅承拉压的结构，赋予杆单元截面的面积、材料弹性模量和泊松比。8.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法，其特征在于，所述计算直升机全机单个参照点Point的重心处的惯性载荷，包括：根据全机质量体转动惯量与惯性积计算全机重心处的转动惯量与惯性积，计算参照点Point的重心处的转动惯量绕xyz轴在全机重心处的转动惯量I
xic
、I
yic
...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴松楠，查丁平，树德军，王莹，陈国军，张桥，赵军峰，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：