复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质制造方法及图纸

本申请公开了复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质，方法包括以下步骤：获取复合材料蒙皮与飞机骨架之间各测量点的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；对复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；根据间隙值，对初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；对有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；根据计算结果，对复合材料蒙皮的可装配性进行判断，本申请具有可对复合材料飞机蒙皮的可装配性进行准确预判、保证装配质量的优点。保证装配质量的优点。保证装配质量的优点。

【技术实现步骤摘要】
复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质


[0001]本申请涉及飞机装配
，尤其涉及复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质。

技术介绍

[0002]目前常用的飞机蒙皮通常分为金属蒙皮和复合材料蒙皮两类。复合材料蒙皮由增强材料和基体材料组成，增强材料一般为单向带或织物，基体材料一般为树脂、金属或陶瓷。复合材料蒙皮与金属蒙皮相比，具备更高的比强度和比模量，可使飞机的结构重量大幅度减小。复合材料蒙皮具备很强的可设计性，通过增强材料和基体材料的选取，可设计出满足目标特性的各向异性结构，同时能够适应多种大曲率和变厚度的结构布局及特征；此外，复合材料蒙皮具备很强的抗腐蚀性能和抗疲劳性能。
[0003]随着飞机结构设计的不断发展，复合材料蒙皮在飞机蒙皮中的占比逐渐增加。然而，因复合材料结构的增强材料和基体材料对湿/热环境的敏感程度不同，使得复合材料蒙皮在其制造过程中因加热/加压固化成型而出现较大的结构变形，导致复合材料蒙皮与飞机骨架装配时无法完全贴合而采用强迫装配的方式。复合材料蒙皮与飞机骨架强迫装配会使得复合材料蒙皮在钉孔周围或厚度、曲率突变处出现结构应力集中或应变过大的现象，同时复合材料蒙皮与骨架强迫装配会导致连接复合材料蒙皮和飞机骨架的连接件承受额外的拉伸和剪切力，增加连接件损伤和变形风险。

技术实现思路

[0004]本申请的主要目的在于提供复合材料蒙皮可装配性的判断方法、装置、设备及介质，旨在解决现有针对复合材料飞机蒙皮的可装配性预判不准确，采用强迫装配时容易导致一系列装配质量问题的技术问题。
[0005]为实现上述目的，本申请提供复合材料蒙皮可装配性的判断方法，包括以下步骤：获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断。
[0006]可选地，所述获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间的间隙值的步骤之前，还包括以下步骤：对所述复合材料蒙皮进行预装配，将所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域。
[0007]可选地，所述对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，其具体包括以下步
骤：在所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架连接点处建立局部坐标系，局部坐标系X轴与Y轴均平行于所述复合材料蒙皮型面在该点处的切面，局部坐标系Z轴沿所述复合材料蒙皮型面在该点处的法线方向；约束所述初始有限元模型对应所述夹持区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度；设定所述初始有限元模型对应所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点处的位移边界条件，各测量点沿局部坐标系Z方向的位移边界条件即为获取的所述间隙值，各测量点沿局部坐标系X、Y方向的位移值均为0。
[0008]可选地，所述获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点的间隙值，包括：采用对应的测量工具测量所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间所述非夹持区域各个连接点处的间隙值，测量精度为0.1mm。
[0009]可选地，所述对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型的步骤，包括：采用CAE有限元计算分析软件，对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；其中，所述有限元建模的要求如下：模型采用壳单元，网格尺寸不大于5mm；模型采用二维复合材料层压板本构模型，并对模型赋予相应的材料参数；按照所述复合材料蒙皮的实际铺层，对模型赋相应的铺层属性，并设置0
°
方向。
[0010]可选地，所述对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果，具体为：将复合材料蒙皮有限元模型提交计算，得出复合材料蒙皮与飞机骨架贴合后的结构应力值、应变值结果。
[0011]可选地，所述根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断的步骤，包括：若所述应力值大于材料许用应力值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配；若所述应变值大于材料许用应变值的1/4，则判定所述复合材料蒙皮不可装配。
[0012]复合材料蒙皮可装配性的判断装置，包括：数据获取模块，用于获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；模型建立模块，用于对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；边界设定模块，用于根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；分析计算模块，用于对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；装配判断模块，用于根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断。
[0013]一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算
机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述方法。
[0014]一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述方法。
[0015]本申请所能实现的有益效果如下：本申请通过对复合材料蒙皮进行有限元模型建模，并在建立的初始有限元模型中设定相应的装配状态边界条件，实现复合材料蒙皮与飞机骨架之间的无间隙贴合，能够准确获取强迫装配状态下所产生的应力和应变，再根据得到的应力应变计算结果来评估蒙皮是否产生分层或破坏问题，从而根据连接件处的应力情况进行连接件的强度校验。本申请以零件的应力应变状态作为可装配性的判定依据，克服了以间隙和压力等间接物理量判断蒙皮可装配性的准确性问题，确保装配后的复合材料蒙皮满足强度要求。
附图说明
[0016]为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。
[0017]图1为本申请复合材料蒙皮可装配性的判断方法的流程示意图；图2为本申请中飞机复合材料蒙皮装配状态及复合材料0
°
方向的示意图；图3为本申请中复合材料蒙皮与飞机骨架的固定点位置及固持状态示意图；图4为测得复合材料蒙皮与飞机骨架之间的间隙值数据时的示意图；图5为本申请建立的飞机复合材料蒙皮有限元模型的示意图；图6为在有限元模型中约束固定夹持区域时的示意图；图7为在有限元模型中设定位移边界条件时的示意图；图8为复合材料蒙皮结构应力情况分析图；图9为复合材料蒙皮结构应变情况分析图。
[0018]附图标记： 1
‑
飞机复合材料进气道蒙皮，2
‑
飞机进气道骨架，3
‑
固定夹持装置。
[0019]本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，包括以下步骤：获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点的间隙值；其中，所述间隙值为所述复合材料蒙皮已预装配在所述飞机骨架上后测得；对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型；根据所述间隙值，对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，获得有限元模型；对所述有限元模型进行应力和应变计算分析，获得计算结果；根据所述计算结果，对所述复合材料蒙皮的可装配性进行判断。2.如权利要求1所述的复合材料蒙皮可装配性的判断方法，所述获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间的间隙值的步骤之前，还包括以下步骤：对所述复合材料蒙皮进行预装配，以将所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架贴合无间隙的部位进行固定夹持，形成夹持区域和非夹持区域。3.如权利要求2所述的复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，所述对所述初始有限元模型设定装配状态边界条件，其具体包括以下步骤：在所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架连接点处建立局部坐标系，局部坐标系X轴与Y轴均平行于所述复合材料蒙皮型面在该点处的切面，局部坐标系Z轴沿所述复合材料蒙皮型面在该点处的法线方向；约束所述初始有限元模型对应所述夹持区域的网格节点在局部坐标系下的平动自由度；设定所述初始有限元模型对应所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点处的位移边界条件，各测量点沿局部坐标系Z方向的位移边界条件即为获取的所述间隙值，各测量点沿局部坐标系X、Y方向的位移值均为0。4.如权利要求2所述的复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，所述获取所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间各测量点的间隙值，包括：采用对应的测量工具测量所述复合材料蒙皮与所述飞机骨架之间所述非夹持区域各个连接点处的间隙值，测量精度为0.1mm。5.如权利要求1所述的复合材料蒙皮可装配性的判断方法，其特征在于，所述对所述复合材料蒙皮进行有限元建模，获得初始有限元模型的步骤，包括：采用CAE有限元计算分析软件，对所述复合材料...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈雪梅，益建朋，冯若琪，潘雨，陈清良，骆金威，何鹏，李栎森，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：