談談飛機結構細節應力分析技術 附實用飛機結構應力分析及尺寸設計下載
本文從飛機結構疲勞專業所需開展的細節應力分析工作角度，對結構有限元分析發展及細節分析方法進行了描述。著重闡述了基于力邊界的Global-Local細節分析方法的原理及相關關鍵技術。通過獨創的分析流程以及自主開發的軟件體系，形成了細節分析完整解決方案，并在我所的各個型號中得到了廣泛應用，大大提高了工作效率和質量，使飛機結構的疲勞品質得到飛躍性的提升。該項技術是疲勞專業針對工作中遇到的技術難題，通過自主創新，不斷的完善與改進而逐步形成的。
1結構疲勞
戰鷹矯健的身姿離不開輕盈而強勁的身軀，上下翻飛的機動產生的重復載荷作用在機體結構上不可避免的產生結構疲勞問題。這種受力結構在交變載荷作用下，逐步開裂而失效的現象就是結構疲勞。航空史上，由結構疲勞導致的機毀人亡的事故屢見不鮮。
火車車軸疲勞研究（史上第一次）▲
飛機結構失效大部分是由疲勞產生的，下面是典型案例。
第一架噴氣客機“彗星”失事▲
B-737機身上部大塊蒙皮撕掉▲
F-15C前機身解體▲
2影響疲勞壽命的主要因素
? 材料（疲勞、斷裂特性）
? 結構形式（傳、受力形式）
? 加工工藝（表面完整性、強化…）
? 載荷（準靜態、振動）
? 使用環境（腐蝕、熱、輻射…）
? 維護（檢查周期、方式與維修）
……
產生疲勞裂紋的部位與設計、制造、使用相關，主要起始于：
? 緊固孔
? 開口、R
? 剛度突變
? 制造缺陷（含劃傷、強迫裝配… ）
? 使用中損傷
? 材料缺陷
……
結構的疲勞壽命取決于局部細節的壽命影響因素和細節本身的狀態，而交變載荷在局部結構細節所產生應力應變是疲勞失效的原始驅動力，是壽命計算的重要輸入。因此，獲得準確的局部細節應力應變狀態和歷程是疲勞強度工程師的一項重要而艱巨的任務。
3結構有限元方法
有限元法（FEM，Finite Element Method）是上世紀60年代發展起來的數值計算方法，目前工程中常用的結構有限元法是將連續結構離散為有限節點，節點間的相互作用通過反映材料本構關系的各種類型單元實現。通常是以節點位移作為基本變量，通過各個單元的變形協調方程、力的平衡方程建立整個結構的節點位移與節點外力的線性方程，結合邊界條件進行求解。
由于早期計算機軟硬件的限制，早期的有限元方法使用繁瑣，功能有效，只能進行小規模的簡單分析。
早期有限元分析前后置處理極為繁瑣，建網格模型靠手工，獲得結果靠打印，真可以說是“有限元，無限煩”。上世紀90年代逐步發展起來了自動網格劃分技術，大大提高了建模效率，使以準確獲得局部細節應力應變狀態為目的的細節分析成為可能。
4結構細節分析概述
結構細節分析相對于以獲得諸如飛機結構的復雜結構總體受力與傳力為目的的總體分析有以下特點：
以獲得受力結構局部細節準確的變形、應力/應變等力學特性為目的；
相對總體分析，細節分析關注局部細節，一般是在總體分析的基礎上，采用相對較細的網格，來考慮總體分析中無法考慮的局部因素；所用單元一般是3D，但也可以是2D的，甚至是1D；
由于分析能力的提高，現在細化分析范圍越來越大，簡單結構可以做到全結構級的仿真分析。
由于通常人們主要關心應力，細節分析又常稱為細節應力分析。隨著計算機軟硬件的發展，細節分析在功能和規模上得到了很大發展。
下面是細節分析示例。
細節有限元分析示例▲
失效仿真▲
高度幾何非線性▲
高度幾何非線性＋瞬態響應▲
5復雜結構細節分析
對于結構形式復雜、連接復雜、受載復雜的復雜結構，采用全結構仿真分析在目前分析水平下即不現實，也不經濟，對于大部分飛機結構必須采用工程可行的方法。
全結構仿真分析實例▲
復雜結構細節分析的可行的工程方法必須是效率和精度的折中，應當具備如下特點：
既能反映總體對局部的影響，又能方便、快速實現各種非線性細節分析，實現跨求解器分析，充分發揮各種CAE優勢
能夠處理各種復雜工程問題，實現通用性
能夠突破手工操作效率瓶頸，實現分析的自動化、智能化，達到高效性
復雜結構細節分析方法主要有：
總體模型直接細化法
剛度縮聚法
Global-Local法
由于總體模型直接細化需要大量的手工操作，無法實現自動化，而剛度縮減存在必須保證邊界節點不變的限制，靈活性較差。因此，Global-Local法是工程分析經常采用的方法。它既考慮了總體對局部的影響，又可以提高分析效率和精度，是目前工程分析中最有效的方法。
6Global-Local細節分析方法
Global-Local細節分析方法是在總體分析中獲取需要細節分析區域的內部力或位移邊界，并作為外部邊界條件施加到單獨完成的局部細節分析區域上。根據邊界條件的不同可分為：
位移(邊界)法
力(邊界)法
位移法的位移邊界是由總體分析中得到的位移場插值獲得細節分析模型的位移邊界， 所有邊界節點必須施加位移邊界。而力法的力邊界則是從總體分析中獲得內力邊界，然后作為外載施加到細節模型上，不需要每個邊界節點都施加邊界載荷。力法邊界力獲取簡單，網格處理靈活，具有較高的通用性，對于復雜結構，力邊界法能更好滿足多型號并行、精益設計的需求。
7力法分析流程
力法分析流程如下圖左側框圖所示。在力法中邊界條件以邊界力的形式從總體分析傳遞到單獨進行細節分析中，細節模型與總體模型在網格上沒有特殊要求，可以方便的實現跨求解器分析（如下圖右側框圖所示）。這就大大提高了分析的效率和功能。
8Global-Local細節分析技術
◆ 邊界力的獲取與施加
邊界力可根據節點所連接單元對節點提供的節點平衡力獲取，下圖是節點1處左側對右側作用力獲取示例，即F左→右 = FElm1 + FElm2= -(FElm3 + FElm4)。
總體分析中內力作為細節分析外載邊界力的施加采用如下圖所示的RBE3多點約束，實現加載點與細節模型的連接及載荷傳遞。
節點平衡力▲
◆ 減小力法邊界加載點集中加載對結果影響
邊界力的施加采用RBE3多點約束使得邊界區的應力不真實，為保證分析區域的準確，應當在細節分析邊界上保證足夠的過渡區，過渡區的大小一般應大于總體模型網格尺寸。除此之外，為減小邊界加載的影響范圍，采用了自主開發的自動分支加載技術。
下圖為分支加載示例。
邊界載荷施加▲
分支加載連續信息時可根據邊界加載點的結構連接關系與載荷傳遞情況建立，這樣就可大大減小影響區域。
◆ 減小總體分析剛度簡化誤差
總體模型一般采用板桿單元建立，必然對結構進行較大的簡化，其零部件剛度尤其是局部剛度與真實結構存在差異。而細節模型一般采用實體單元建立，與真實剛度的差異可以忽略。因此，總體模型與細節模型可能存在一定差異，這將導致細節分析變形與總體分析不一致，從而使得應力分析結果存在較大誤差。
解決的方法是采用粗實體單元替換板桿單元后采用AutoMPC技術與總體模型連接，完成總體細節分析，提取邊界載荷用于進行細節分析。
◆ 復雜結構自動分層連接技術
飛機結構是通過成千上萬的緊固件將零件連接裝配組合成部件，在細節模型中采用實體單元模擬每個緊固件，勢必造成模型巨大無法完成分析，對于非疲勞關鍵部位必須進行工程簡化。
在細節分析中只要準確地反映連接的剛度，就能準確地獲得連接載荷的傳遞，從而獲得關鍵部位的準確應力/應變。因此，可以采用簡化連接的方法，使分析模型規模可接受，而分析精度又能得到保證。然而，手動實現連接工作巨大，且質量難以保證，必須開發自動連接功能。
典型螺栓連接▲
螺栓簡化連接▲
自主開發的自動分層連接技術，使得用戶只需輸入連接件的法矢及材料與直徑，程序就可在細節模型中，對被連接結構進行智能化分層判斷、連接剛度計算，自動完成分層簡化連接，以及預緊力施加，并提供連接處各層的穿透、漏桿等錯誤信息，大大提高了效率和質量。
面對更高的要求，飛機結構細節應力分析技術仍需要不斷向前發展。“”細節決定成敗，精益創造未來”值得疲勞專業不斷踐行的專業理念。
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