基于機身壁板典型結構穩定性分析方法的研究

范坤

【摘 要】結構穩定性分析方法多種多樣，目前用于飛機結構強度計算的方法有有限元法、工程計算方法、極限法以及通過試驗進行驗證的方法。根據經驗，工程計算方法相對比較保守，本文主要對飛機機身壁板典型結構分別采用有限元法及"極限法"進行軸壓穩定性分析，并與試驗結果進行對比，評估各種計算方法的誤差范圍，對飛機結構穩定性分析給出參考。

【關鍵詞】結構穩定性；分析方法；試驗；對比

1 研究對象

以飛機機身壁板典型結構為研究對象，選取機身下壁板中由3個長桁間距、1個框距組成的壁板結構，兩端適當延長用于夾持，結構示意圖見圖1。

按蒙皮厚度、長桁類型分為2種構型進行分析，見表1，長桁、框的類型見圖2，材料性能數據見表2。

2 分析方法

2.1 有限元法

建立結構的有限元計算模型，采用Nastran軟件進行線性屈曲計算。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，模型一端面的節點簡支，另一端面節點約束y、z方向位移，并施加強迫位移（4mm）來模擬截面等應力的受載狀態。

對2種構型進行分析，得到結構失穩模態云圖，見圖3、圖4。通過云圖判斷機身壁板蒙皮首先失穩（局部失穩）。

在彈性范圍內，載荷和變形呈線性。按定義的邊界約束分析得到機身壁板的結構特征值，進而確定結構初始屈曲時加載端的強迫位移。

結構屈曲時加載端的強迫位移由公式（1）計算得到結果為：

構型A特征值為0.070167，對應的強迫位移為0.280668mm；構型B特征值為0.087768，對應的強迫位移為0.361072 mm。

將結構初始屈曲時的強迫位移作為計算載荷，按照線彈性應力～應變關系，計算得到結果為：

構型A彈性屈曲應力為31.1Mpa，屈曲載荷為35.174kN；構型B彈性屈曲應力為40.0 Mpa，屈曲載荷為45.240kN。

2.2 極限法

3 試驗結果及對比分析

利用試驗機的壓縮平臺直接施加壓縮載荷。試驗件的夾持和加載方式如圖5所示。

試驗結果及上述計算方法對比結果見表5。

【參考文獻】

[1]《飛機設計手冊》第9章[Z].

[責任編輯：張濤]