[发明专利]适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法

说明书

本申请提供了一种适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法，包括：确定前缘襟翼是否发生故障；若前缘襟翼发生故障，则建立前缘襟翼故障状态下的全机有限元模型；对全机有限元模型施加载荷和约束；对载荷和约束进行静力分析，得到蒙皮的最大剪应力和Von‑Mises应力；将最大剪应力与临界失稳应力进行比较，以及，将Von‑Mises应力与Von‑Mises许用应力进行比较；若最大剪应力大于临界失稳应力，并且Von‑Mises应力小于Von‑Mises许用应力，则蒙皮失稳；提取前缘襟翼与外翼连接处的反之力，并根据反之力，对连接铰链、外翼大梁、纵墙以及壁板的强度进行评估。

技术领域

本申请涉及飞机设计技术领域，具体提供一种适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法。

背景技术

在飞机制造及装配的全部过程中，每一道工序都可能产生超差，超差后的结构不仅会降低原来设计的静强度，而且也有可能破坏了结构原来的疲劳品质，使飞机结构的疲劳寿命降低。如果超差结构是在初期零件加工过程中产生的，对于成品或半成品还可以采取设计补强措施，尽可能挽回超差结构，即使无法挽回，报废的也仅仅是单个零件，造成的经济损失还可以接受。可是，如果生产超差是出现在部装，甚至总装工艺过程中，报废的将是大部件，甚至是整架飞机，这样的损失，一般情况下是不可接受的，也是不可思议的。

在飞机生产装配及维修时，分段式前缘襟翼由于作动筒安装方向错误，导致差偏的故障时有发生，故障发生在飞机总装调试阶段，如报废整个飞机外翼，经济损失将十分巨大。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法，包括：确定所述前缘襟翼是否发生故障；若所述前缘襟翼发生故障，则建立所述前缘襟翼故障状态下的全机有限元模型；对所述全机有限元模型施加载荷和约束；对所述载荷和所述约束进行静力分析，得到所述蒙皮的最大剪应力和Von-Mises应力；将所述最大剪应力与临界失稳应力进行比较，以及，将所述Von-Mises应力与Von-Mises许用应力进行比较；若所述最大剪应力大于所述临界失稳应力，并且所述Von-Mises应力小于所述Von-Mises许用应力，则所述蒙皮失稳；提取所述前缘襟翼与外翼连接处的反之力，并根据所述反之力，对连接铰链、外翼大梁、纵墙以及壁板的强度进行评估。

根据本申请的至少一个实施例，所述故障信息为作动筒反向安装。

根据本申请的至少一个实施例，建立所述前缘襟翼在故障状态下的全机有限元模型，包括：根据所述故障信息，确定所述前缘襟翼的临界偏转角度；建立所述临界偏转角度状态下所述前缘襟翼以及所述前缘襟翼与外翼连接的全机有限元模型；其中，单元类型选用板单元、壳单元、杆单元和梁单元，所述前缘襟翼与所述外翼的连接采用MPC单元。

根据本申请的至少一个实施例，对所述全机有限元模型施加载荷和约束，包括：在所述作动筒节点上施加载荷，在前起落架上施加沿第二方向、第三方向的平动约束，在主起落架上施加沿第一方向、第二方向的平动约束。

根据本申请的至少一个实施例，还包括：将前缘襟翼从机翼上分解，利用目视的方法检查前缘襟翼，利用着色渗透的方法检测连接铰链、外翼大梁及纵墙，利用超声检测仪器对符合材料下壁板进行无损检测，检查连接铰链的同轴度，将检测结果与权利要求1至4中任一项所述的适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法的分析结果进行比对，验证所述适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法所得到的分析结果是否正确。

本申请实施例提供的适用于分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法，能够有效地避免飞机制造及装配过程中出现超差。

附图说明

图1是本申请实施例提供的分段式前缘襟翼差偏故障的强度分析方法的流程示意图。

具体实施方式