民用飞机舱门界面间隙设计方法.pdf
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1、第 14 卷 第 4 期2023 年 8 月Vol.14 No.4Aug.2023航空工程进展ADVANCES IN AERONAUTICAL SCIENCE AND ENGINEERING民用飞机舱门界面间隙设计方法吕雄飞,张文斌,袁强飞(上海飞机设计研究院 飞机结构强度工程技术所,上海 201210)摘要:民用飞机舱门和门框通过界面零件之间的面面接触传递载荷,零件间隙影响着各传载路径中的载荷分配,对飞行安全至关重要。然而,已有研究中缺少界面零件间隙及其对载荷分配的影响,工程中也缺乏舱门界面间隙的设计方法。以某型飞机的非传载式舱门为研究对象,提出舱门界面间隙的设计方法,其实质为基于间隙随机性
2、的蒙特卡洛模拟法。采用线性间隙法模拟界面间隙,利用直接矩阵输入法优化求解效率,建立舱门门框的精细网格模型,分析界面间隙随机性对舱门和门框间载荷分配的影响。本文给出界面间隙的设计基准和数学描述方法,最终得到具有 95%可靠度的界面间隙设计值,为舱门界面间隙设计提供理论依据。关键词:民用飞机舱门;止动块;导向槽;界面间隙;蒙特卡洛模拟中图分类号:V223+.9 文献标识码:ADOI:10.16615/ki.1674-8190.2023.04.10Design method of interface clearance for civil aircraft doorLYU Xiongfei,ZHAN
3、G Wenbin,YUAN Qiangfei(Aircraft Structure and Stress Division,Shanghai Aircraft Design and Research Institute,Shanghai 201210,China)Abstract:The door and frame of civil aircraft transfer loads through face-to-face contact between interface parts,while the interface clearance affects the load distrib
4、ution,thus it is quite crucial for flight safety.However,there is a lack of interface clearance and its influence on load distribution in existing studies,and also design method of interface clearance in engineering.In this paper,a design method of interface clearance is proposed,which essentially i
5、s a Monte Carlo simulation based on clearance randomness.A detailed finite element model of both door and frame is established,in which the linear gap and the direct matrix input grid are introduced,the load distribution affected by the clearance randomness is analyzed.In simulation,design basis and
6、 mathematical describing method of the interface clearance are determined,and final design boundaries with 95%reliability are given.The method provides a theoretical foundation for the interface clearance design.Key words:civil aircraft door;door stop;guide groove;interface clearance;Monte Carlo sim
7、ulation文章编号:1674-8190(2023)04-094-07收稿日期:20220622;修回日期:20220829通信作者:吕雄飞,lvxiongfeicomac.cc引用格式:吕雄飞,张文斌,袁强飞.民用飞机舱门界面间隙设计方法J.航空工程进展,2023,14(4):94-100.LYU Xiongfei,ZHANG Wenbin,YUAN Qiangfei.Design method of interface clearance for civil aircraft doorJ.Advances in Aeronautical Science and Engineering,2
8、023,14(4):94-100.(in Chinese)第 4 期吕雄飞等:民用飞机舱门界面间隙设计方法0引 言非传载式舱门是现代民用飞机广泛采用的一类舱门形式,它不参与全机受力,主要承受增压载荷1。在飞行中,作用在舱门上的增压载荷通过舱门和门框界面的止动螺栓止动块组件传递至机身;导向轴导向槽组件是舱门的功能零件,二者配合约束舱门的运动轨迹,原则上增压载荷不通过导向轴导向槽传递至机身。止动螺栓止动块和导向轴导向槽是非传载式舱门和机身门框之间重要的界面零件,它们在承受增压载荷时通过接触传递载荷,若间隙设计不合理会导致载荷分配失衡、运动卡滞或运动不精确等问题。已有的非传载式舱门界面零件研究多集中
9、在零件设计、载荷和强度分析等方面。例如,Liu Hongfen2建立舱门有限元模型,分析了某一止动块破损对其余止动块载荷分布的影响;张文斌3在舱门有限元模型中提取止动块单元内力,结合止动块细节模型进行静强度和疲劳校核;丛家勇等4针对某型飞机舱门上特殊位置的空间限制,设计了一种直角型止动块;郑维娟5提出一种舱门止动块载荷的计算方法,利用舱门几何尺寸和载荷系数曲线估算,在初步设计阶段提高设计效率;K.Bredemeier 等6提出一种通过测量止动块载荷监测机舱超压的方法;张秀丽等7对止动块接触面内和垂直接触面方向的公差进行分析,给出了公差累积的影响因素;何薇8、陈明松9分析了导向槽零件的设计要素,
10、包括功能定义、结构强度、制造装配等;袁修起10针对某型飞机的导向槽零件进行拓扑优化,实现减重设计。总结已有研究发现,无论是基于有限元法2-3还是经验公式5,得到的止动块载荷都是确定值,然而考虑到每架飞机舱门界面间隙状态的差异性,止动块载荷应落在一个区间内,按照确定值分析并不保守。此外,文献7 分析止动块接触面垂直方向的公差,实际为止动螺栓止动块间隙(下文简称止动块间隙),但未规定公差范围;文献 8 和文献 9 明确导向轴滚轮和导向槽须留有间隙(下文简称导向槽间隙),却未给出间隙取值。由此可见,已有研究中缺少界面零件间隙及其对载荷分配影响的相关内容,反映在工程应用中,舱门的界面间隙设计缺少理论研
11、究作为支撑;虽然通过试验可以验证间隙设置的合理性,但对间隙设计的机理并不十分明确。针对上述问题,本文对某型飞机舱门的界面间隙进行设计,提出界面间隙设计方法。引入线性间隙法和直接矩阵输入法建立舱门门框精细网格模型,提出描述界面间隙的随机性分布函数,使用蒙特卡洛模拟分析间隙随机性对界面载荷分布的影响,根据模拟结果确定可接受的界面间隙设计范围,为舱门的界面间隙设置提供理论依据。1有限元模型1.1线性间隙法利用 NASTRAN 的线性间隙方法模拟舱门的界面间隙,其实质为点和点之间在给定方向由于相对位置改变引起的约束变化,是一种分析工程中接触间隙问题的简便方法11-12。在节点 1 和节点 4 之间建立
12、线性间隙的方法如图 1 所示:引入标量点 2 和标量点 3,对标量点 2 设置 SUPORT 卡片,表示预期产生接触的两点之间的相对距离;对标量点 3 设置 SPC 卡片,引入两点之间的间隙;建立 MPC方程约束各点之间的位移关系。MPC 方程根据节点的位置关系和参考坐标系建立,对于图 1中的节点和坐标系,MPC方程为dSpoint_2=dSpoint_3+UGrid_1-UGrid_4(1)式中:dSpoint_2为两点之间的距离;dSpoint_3为两点的初始间隙;UGrid_1和 UGrid_4分别为两点在给定方向的位移。1.2舱门门框模型本文分析所用舱门门框模型为精细网格模型14,其中
13、蒙皮、骨架等采用壳单元模拟,按照真实结构赋予厚度和偏置量;紧固件采用 CWELD单元模拟;结合梁单元、弹簧单元和刚性单元等模图 1 线性间隙法示意图13Fig.1Schematic of linear gap1395第 14 卷航空工程进展拟舱门和门框之间的界面零件;气密载荷施加在蒙皮单元上,并在门框周边施加全机求解得到的位移边界,模型如图 2所示。界面零件建模如图 3所示,止动块简化为壳单元和 RBE2 单元,止动螺栓为梁单元,在门框止动块 RBE2 单元主节点和梁单元端节点之间引入初始间隙,同时在两点间建立 CBUSH 单元约束舱门的刚体位移,如图 3(a)所示;用梁单元结合壳单元模拟导向
14、轴,导向槽(薄壁结构)建立为壳单元和RBE2 单元,在 RBE2 单元主节点和梁单元端节点之间建立线性间隙,如图 3(b)所示。1.3直接矩阵输入法直接矩阵输入法将有限元模型分为保留结构和去除结构,两部分通过界面节点相连,在求解中仅对保留结构进行计算,去除结构的刚度和载荷矩阵通过减缩计算转化为对界面节点的刚度和载荷影响后由外部文件直接输入。该方法既避免了求解整体模型的刚度和载荷矩阵,又降低了求解自 由 度,可 以 提 高 大 型 有 限 元 模 型 的 求 解效率15-16。在本文的模型中,以门框为去除结构,舱门为保留结构,界面节点选取门框止动块和导向槽RBE2 单元的主节点,共 16 个界面
15、节点。通过对比,原模型的单次求解时长为 174 s,使用直接矩阵输入法后减少到 55 s,有效缩短了蒙特卡洛模拟的计算时间。2舱门界面间隙描述2.1止动块间隙止动块间隙以 0为调节目标,实际操作中考虑到零件运动、装配误差等因素7,很难保证所有间隙均为 0,需要设定一个允许最大值 S。若以间隙值 Sstop为随机变量,则其值分布在 0S 之间,且偏向最小值 0 出现的概率增大。根据这一特点,Sstop可以用截断正态分布描述,即在正态分布 N(,2)中取下限 a和上限 b截断,其概率密度为f(x)=0 (x a)()x()b-()a (a x b)0 (b x)(2)式中:()和 ()分别为原正态
16、分布的概率密度函数和累积分布函数;和 2分别为均值和方差。则 Sstop服从=0、a=0、b=S 的截断正态分布,方差 2决定了间隙分布偏向 0 的程度,可以表征装配精度。2.2导向槽间隙导向槽间隙无调节目标,若以间隙 Sguide为随机变量,可以认为 Sguide在允许的间隙范围内服从均匀分布,即每一个间隙值出现的概率相同,均匀分布的概率密度为f(x)=0 (x a)1b-a (a x b)0 (b x)(3)式中:a和 b为间隙范围的下限和上限,上限值和舱门的功能性要求相关,本文不做讨论,下限值和载荷设计相关。图 2 舱门门框精细有限元模型Fig.2Detailed finite elem
17、ent model of door and frame(a)止动块处连接(b)导向轴处连接图 3 界面零件建模方法示意图Fig.3Modeling method of interface parts96第 4 期吕雄飞等:民用飞机舱门界面间隙设计方法3舱门界面间隙设计从舱门和门框的界面载荷入手,提出间隙设计要求:1)止动块间隙范围不应使得由间隙随机性导致的止动块载荷变化过大;2)导向槽的最小间隙必须保证在正常压差下二者不形成额外的载荷传递路径。本文间隙设计以满足上述要求为目标进行。3.1理想界面状态以理想界面状态作为设计基准,认为止动块间隙为 0,导向槽间隙足够大以确保只有止动块受载。此时 1
18、2 个止动块的载荷和 4 个导向轴相对导向槽的位移如图 4 所示,可以看出:11 号止动块载荷最小,12号止动块载荷最大;下导向轴的相对位移大于上导向轴。3.2止动块间隙设计将所有止动块间隙取最小值 0 或最大值 S,称为极限界面状态,共 212种组合。止动块载荷变化区间如图 5所示。仅考虑间隙引起的载荷增大,图5 中实线决定了极限界面状态下止动块载荷的变化范围,边界为 11 号和 12 号止动块,即止动块载荷越大,间隙引起的载荷变化越小,反之变化越大;随着允许间隙最大值 S 减小,变化区间逐渐缩小,最终退化为理想界面状态。上述分析为载荷变化的极限情况,实际的载荷分布受到间隙随机性的影响,图
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