基于子模型法的复合材料机翼蒙皮稳定性分析.pdf
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1、第2 期2023年6 月纤维复合材料FIBERCOMPOSITESNo.215Jun.2023基于子模型法的复合材料机翼蒙皮稳定性分析孙喜桂,聂小华,常亮(中国飞机强度研究所,西安7 10 0 6 5)摘要某型无人机机翼采用蜂窝夹层结构,本文利用有限元方法对其进行稳定性分析。为降低计算量和局部屈曲模态的影响,在整体模型中提取主翼盒作为子模型,并在主翼盒边界上施加从整体模型中提取的位移约束,得到了机翼蒙皮的临界屈曲载荷因子,与全机静力试验结果对比,试验时该处发生屈曲,分析得到的临界屈曲载荷与试验得到的临界屈曲载荷误差为6%。有限元分析结果表明,加厚蜂窝夹层厚度可以提高机翼蒙皮的屈曲载荷因子。本文
2、可为机翼蒙皮的稳定性分析提供方法。关键词蜂窝夹层;子模型法;稳定性分析;屈曲载荷因子Stability Analysis of Composite Wing Skin Basedon Sub-model MethodSUN Xigui,NIE Xiaohua,CHANG Liang(Aircraft Strength Research Institute of China,Xi an 710065)ABSTRACTThe wing of a certain type of UAV is made of honeycomb sandwich structure.The stability of
3、the wing is an-alyzed by finite element method in this paper.In order to reduce the computation and the influence of local buckling modes,the main wing box is extracted from the global model as a sub-model,and the displacement constraints are applied to theboundary of the sub-model,finally the criti
4、cal buckling load factor of the wing skin is obtained.Compared with static testresults of the whole UAV,buckling occurs at the same position during the test,and the error between the critical bucklingload obtained by analysis and the critical buckling load obtained by the test is 6%.The results of f
5、inite element analysisshow that the thickening of honeycomb sandwich can improve the buckling load factor of wing skin.This paper provides amethod for the stability analysis of wing skin.KEYWORDS honeycomb sandwich;sub-model method;buckling analysis;buckling load factor分构成,面板被芯层相互分开,这样的夹层结构具1引言有很高的比
6、强度和比刚度,这是因为,蜂窝夹层结单独的面板受载后容易弯曲,单独的芯层受载构的受力原理类似于工字梁的受力原理,上、下面后容易被破坏,但是如果将面板和芯层用胶黏剂连板相当于工字梁的上、下缘条,几乎提供了夹层结接起来构成夹层架构,就能够承担较大的载荷。蜂构的全部弯曲刚度和平面内的拉伸刚度;芯层相当窝夹层结构通常由上、下面板和中间蜂窝芯层三部于工字梁的腹板,提供了夹层结构的横向剪切刚基金项目:民用飞机专项科研(MJZ3-2N21)通讯作者:孙喜桂,硕士研究生,工程师。研究方向为飞机结构强度分析。E-mail:y ix iw e ig u i19 9 0 12 6.c o m16度,同时还起到稳定上、
7、下面板,防止局部屈曲的作用。除此之外,为了避免拉弯耦合效应和固化后引起翘曲变形,通常情况下上、下面板具有相同的材料和厚度,但是要比芯层厚度小得多。由于蜂窝夹层结构的这种特殊构造形式,面内载荷主要由面板承担,且面板中的应力沿厚度接近均匀分布,剪切力则主要由芯层承担。当前,蜂窝夹层结构在工程结构中得到广泛应用1-4,研究夹层结构的稳定性问题对于提高工程结构的可靠性具有重要意义,通过有限元法可以较好的对夹层结构的稳定性进行分析。如Rose5等针对夹层板结构的总体屈曲和面板皱曲问题,采用不同的有限元建模方法进行了对比分析。本文采用有限元法对复合材料机翼蒙皮的稳定性进行分析,为减少计算量,将整个机翼作为
8、子模型进行稳定性分析,然后利用试验数据对分析结果进行验证,最后加厚屈曲部位的芯层以提升机翼蒙皮的临界屈曲载荷。2?子模型法及其分析流程子模型通常是用来得到模型部分区域中更加精确的有限元技术,是在原模型基础上获取更为精确结果的一种方法,有时也是为了减少计算量(6-8 。具体的做法是:首先建立全机有限元模型,并对其进行全机有限元分析,然后从全机模型中截取机翼作为子模型,在全机结构分析结果中提取子模型边界处的位移,并将该结果作为强制位移边界条件施加到子模型上,子模型上的其他载荷保持不变,对子模型进行有限元分析,并与全机模型的有限元分析结果进行对比,若误差满足精度要求,即可对子模型进行稳定性分析,最终
9、得到机翼蒙皮的临界屈曲因子。子模型分析流程如图1所示。3机翼模型简介纤维复合材料将全机结构分析结果施加到机翼子模型的边界处子模型有限元分析进行误差分析N误差是否满足精度Y进行机翼稳定性分析结束图1子模型分析流程图区域1区域2区域38助9助10 助5助6助7助3助4助1助2 助2023年建立全机有限元模型全机结构有限元分析提取机翼作为子模型13助1助12助1.14+0011.09+0011.04*0019.83+009.30*008.7+008.23+0007.70+0007.1700014助6.63+0006.10+005.57005.03*0004.50+0003.97+0003.43+00
10、0图2 上蒙皮厚度示意图该飞机的机翼蒙皮全部用复合材料制成,在相邻两个肋之间是蜂窝夹层结构,在前后梁和肋站位处,上下蒙皮是层合板结构。本文分析的工况下,机翼的上蒙皮受压,有发生屈曲的可能,因此重点关注机翼上蒙皮。机翼上蒙皮的厚度如图2 所示。3.1材料信息飞机的整个机翼上蒙皮复合材料铺层共用到3种材料,其中两种材料分别是牌号为CF0300和T700SC的碳纤维复合材料,这两种材料的力学性能如表1所示。CF0300的单层厚度为0.2 17 mm,T700SC的单层厚度为0.15mm。另一种夹层材料是牌号为JY24.8 的蜂窝材料,蜂窝的作用主要是维持机翼的形状,加强机翼的稳定性,其弹性模量很小,
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