范坤

【摘 要】結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性分析方法多種多樣，目前用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算的方法有有限元法、工程計(jì)算方法、極限法以及通過試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證的方法。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，工程計(jì)算方法相對比較保守，本文主要對飛機(jī)機(jī)身壁板典型結(jié)構(gòu)分別采用有限元法及"極限法"進(jìn)行軸壓穩(wěn)定性分析，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，評估各種計(jì)算方法的誤差范圍，對飛機(jī)結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性分析給出參考。

【關(guān)鍵詞】結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性；分析方法；試驗(yàn)；對比

1 研究對象

以飛機(jī)機(jī)身壁板典型結(jié)構(gòu)為研究對象，選取機(jī)身下壁板中由3個(gè)長桁間距、1個(gè)框距組成的壁板結(jié)構(gòu)，兩端適當(dāng)延長用于夾持，結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。

按蒙皮厚度、長桁類型分為2種構(gòu)型進(jìn)行分析，見表1，長桁、框的類型見圖2，材料性能數(shù)據(jù)見表2。

2 分析方法

2.1 有限元法

建立結(jié)構(gòu)的有限元計(jì)算模型，采用Nastran軟件進(jìn)行線性屈曲計(jì)算。模型中普通框、長桁、蒙皮及連接角片簡化為板殼（shell）單元，鉚釘簡化為連接（Fastener）單元，模型一端面的節(jié)點(diǎn)簡支，另一端面節(jié)點(diǎn)約束y、z方向位移，并施加強(qiáng)迫位移（4mm）來模擬截面等應(yīng)力的受載狀態(tài)。

對2種構(gòu)型進(jìn)行分析，得到結(jié)構(gòu)失穩(wěn)模態(tài)云圖，見圖3、圖4。通過云圖判斷機(jī)身壁板蒙皮首先失穩(wěn)（局部失穩(wěn)）。

在彈性范圍內(nèi)，載荷和變形呈線性。按定義的邊界約束分析得到機(jī)身壁板的結(jié)構(gòu)特征值，進(jìn)而確定結(jié)構(gòu)初始屈曲時(shí)加載端的強(qiáng)迫位移。

結(jié)構(gòu)屈曲時(shí)加載端的強(qiáng)迫位移由公式（1）計(jì)算得到結(jié)果為：

構(gòu)型A特征值為0.070167，對應(yīng)的強(qiáng)迫位移為0.280668mm；構(gòu)型B特征值為0.087768，對應(yīng)的強(qiáng)迫位移為0.361072 mm。

將結(jié)構(gòu)初始屈曲時(shí)的強(qiáng)迫位移作為計(jì)算載荷，按照線彈性應(yīng)力～應(yīng)變關(guān)系，計(jì)算得到結(jié)果為：

構(gòu)型A彈性屈曲應(yīng)力為31.1Mpa，屈曲載荷為35.174kN；構(gòu)型B彈性屈曲應(yīng)力為40.0 Mpa，屈曲載荷為45.240kN。

2.2 極限法

3 試驗(yàn)結(jié)果及對比分析

利用試驗(yàn)機(jī)的壓縮平臺直接施加壓縮載荷。試驗(yàn)件的夾持和加載方式如圖5所示。

試驗(yàn)結(jié)果及上述計(jì)算方法對比結(jié)果見表5。

【參考文獻(xiàn)】

[1]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》第9章[Z].

[責(zé)任編輯：張濤]