基于机身壁板典型结构稳定性分析方法的研究

范坤

【摘 要】结构稳定性分析方法多种多样，目前用于飞机结构强度计算的方法有有限元法、工程计算方法、极限法以及通过试验进行验证的方法。根据经验，工程计算方法相对比较保守，本文主要对飞机机身壁板典型结构分别采用有限元法及"极限法"进行轴压稳定性分析，并与试验结果进行对比，评估各种计算方法的误差范围，对飞机结构稳定性分析给出参考。

【关键词】结构稳定性；分析方法；试验；对比

1 研究对象

以飞机机身壁板典型结构为研究对象，选取机身下壁板中由3个长桁间距、1个框距组成的壁板结构，两端适当延长用于夹持，结构示意图见图1。

按蒙皮厚度、长桁类型分为2种构型进行分析，见表1，长桁、框的类型见图2，材料性能数据见表2。

2 分析方法

2.1 有限元法

建立结构的有限元计算模型，采用Nastran软件进行线性屈曲计算。模型中普通框、长桁、蒙皮及连接角片简化为板壳（shell）单元，铆钉简化为连接（Fastener）单元，模型一端面的节点简支，另一端面节点约束y、z方向位移，并施加强迫位移（4mm）来模拟截面等应力的受载状态。

对2种构型进行分析，得到结构失稳模态云图，见图3、图4。通过云图判断机身壁板蒙皮首先失稳（局部失稳）。

在弹性范围内，载荷和变形呈线性。按定义的边界约束分析得到机身壁板的结构特征值，进而确定结构初始屈曲时加载端的强迫位移。

结构屈曲时加载端的强迫位移由公式（1）计算得到结果为：

构型A特征值为0.070167，对应的强迫位移为0.280668mm；构型B特征值为0.087768，对应的强迫位移为0.361072 mm。

将结构初始屈曲时的强迫位移作为计算载荷，按照线弹性应力～应变关系，计算得到结果为：

构型A弹性屈曲应力为31.1Mpa，屈曲载荷为35.174kN；构型B弹性屈曲应力为40.0 Mpa，屈曲载荷为45.240kN。

2.2 极限法

3 试验结果及对比分析

利用试验机的压缩平台直接施加压缩载荷。试验件的夹持和加载方式如图5所示。

试验结果及上述计算方法对比结果见表5。

【参考文献】

[1]《飞机设计手册》第9章[Z].

[责任编辑：张涛]