某民用飞机机身典型壁板压损分析

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1、第42卷第5期2012年9月航空计算技术AeronauticalComputingTechniqueVol-42No．5Sep．2012某民用飞机机身典型壁板压损分析张晓刚，王冰(上海飞机设计研究院结构设计研究部，上海201210)摘要：通过RADIOSS显示有限元计算，对典型壁板结构的承载能力进行了计算分析，并与试验结果进行对比，验证了RADIOSS显式有限元计算分析的准确性。在此基础上，针对某民hi飞机的机身壁板5种不同的典型壁板结构，分别在长度为200nlm和530mm的情况下，采用有限元分析方法计算了长桁及壁板结构的压损和失稳情况，最终得

2、出5种构型下的压损及失稳结果，为机身结构共性结构选型提供了数据支持。关键词：壁板结构；压损；失稳中图分类号：V214．1文献标识码：A文章编号：1671—654X(2012)05．0065—03TypicalFuselagePanelStructureCripplingAnalysisZHANGXiao-gang，WANGBing(ShanghaiAircraftDesignAndResearchInstitute，Shanghai201210，China)Abstract：Thecarryingcapacityofatypicalpanelst

3、ructurewascalculatedthatcomparedwithexperimen—talresultstoverifytheexplicitfiniteelementcalculation．Thenfivekindsofdifferentpanels’cripplingandbucklingforacivilaircraftwerecalculatedinalengthof200mmand530mm，respectively．There—suitsoffivedifferentconfigurationsprovidedataforse

4、lectingcommonairframestructure．Keywords：panelstructure；crippling；buckling引言机身壁板结构是指长桁和蒙皮组成的整体承载结构。壁板在承受一定压缩载荷时会出现失稳现象。本文以某民用飞机为背景，以已有试验对象进行RA．DIOSS显式有限元⋯模拟分析，并与试验结果对比得出分析方法的正确性，继而对现有长桁截面型式进行分析比较，得到机身壁板的最佳结构型式，为机身结构共性结构选型提供了数据支持。1试验件试验结果及有限元分析机身长桁通常为挤压型材或者钣弯型材，长桁结构相当于长的杆件。杆件在压

5、缩载荷作用下的经典欧拉公式为：盯。，=仃2肜(￡’和)2(盯。，≤盯。)(1)盯。，=7r2E／(￡’／p)2(口。，>盯。)(2)式中：盯。为杆件材料的比例极限；E为杆件材料的压缩弹性模量；E，为切线模量；p=历为杆件剖面的回转半径；A为杆件剖面面积；三’=L／4-石为杆件的有效长度；L为杆件的实际长度；C为杆件端部支持系数‘川。从式(1)及(2)中可以看出，在某种特定的材料下，杆件的临界应力盯，，与杆件的细长比L’／p的平方成反比。当￡’／p>60时，杆件属于长柱，以弹性弯曲失稳破坏；当￡7／p在20到60之间时，杆件属于中短柱，以塑性失稳破

6、坏；当￡’／p<20时，杆件属于短柱，以塑性压缩破坏，其破坏应力可达杆件材料的压缩强度极限旧J。1．1长桁压损试验试验分别对单独长桁和壁板结构进行了压损试I’·咀lI。牛·I三In．-寸图1长桁和蒙皮组合结构收稿日期：2012—06—04基金项目：国家重点基础研究发展计划(973计划)资助(2010CB734106)作者简介：张晓刚(1984一)，男，陕西凤翔人，硕士研究生，主要研究方向为飞行器结构设计及优化。·66·航空计算技术第42卷第5期验。本节主要对图l长桁加蒙皮的组合结构中长桁和壁板结构进行有限元压损分析。长桁的长度为200mm。在试验

7、中，蒙皮的材料为7055一T7751，长桁材料为7055一T76511的挤压型材，铆钉材料为NASl321AD8E13，间距25lnm，边距15mm。材料的力学性能见表l所示。表1材料力学性能其中：盯。为材料拉伸极限应力；仃。，为材料拉伸屈服应力；盯。，为材料压缩屈服应力；Or。为材料剪切极限应力；OI。。为材料挤压极限应力；E为材料弹性模量；E，为材料压缩弹性模量；肛为泊松比。在试验中，将试验件直接放置在微机控制电液伺服万能试验机的上下两个压盘之间进行加载。试验时试验件的横截面形心与两个压盘的圆心重合，以保证试验件受力均匀。试验加载如图2所示。

8、图2试验加载示意图1．2长桁压损有限元分析在有限元模型中，将上、下两个压盘用刚性平面网格代替，不考虑上下压盘的变形。将其中一个刚性平面固