【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞机凹形顶升气囊设备的，尤其涉及一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法。
技术介绍
1、飞机顶升气囊可以在航空器搬运、飞机检修、试验和应急抢救等领域发挥重大作用。顶升气囊具有制作工期短，成型速度快，可大批量生产，成本低，安全性高的优点，此外，未充气的状态下可折叠，适应性强，对支撑结构和基础要求低。飞机凹形顶升气囊是一种柔性结构体系，依靠充入气囊内部的气体与外界气压形成内外表面压强差，使得膜面产生预应力，从而结构整体具有一定的刚度，可以承担荷载。飞机凹形顶升气囊在成形过程中会产生较大的位移、内力重分布以及表现出很强的几何非线性特点，而飞机凹形顶升气囊需要保证其充气成形后的形状与飞机表面外轮廓相吻合，因此飞机凹形顶升气囊的找形是实现该结构体系功能的关键所在。
2、现有找形技术在对飞机凹形顶升气囊找形分析时，仅能通过有限元分析和迭代计算找到既定目标设计构型对应的零状态几何构型，即飞机凹形顶升气囊最顶层贴合机腹的气囊，而其余各层气囊的形状无法通过现有找形技术找到合理的零状态几何构型。此外，飞机凹形顶升气囊是多层复合结构，受力特征同时受气囊层数和各层气囊形状两者的工作影响，现有找形技术无法在满足目标设计构型和目标受力要求的同时找到合理的气囊层数和合理的各层气囊零状态几何构型。因此，传统的找形技术应用于飞机凹形顶升气囊找形并不能满足设计要求。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是提供一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法
2、为实现上述技术目的，本专利技术采用的技术方案是：
3、一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，凹形顶升气囊充气后，上表面中部下凹，形成与飞机机体形状相适应的弧度，凹形顶升气囊找形分析方法具体包括以下步骤：
4、步骤一、设计凹形顶升气囊，凹形顶升气囊充气后，上表面中部下凹，形成与飞机机体形状相适应的弧度，以设计成型状态的凹形顶升气囊几何构型作为零状态的几何构型；
5、步骤二、以零状态的几何构型、设计材料参数、设计边界条件建立气囊几何构型有限元模型；
6、步骤三、对气囊几何构型有限元模型施加设计气压和自重荷载，进行非线性有限元计算，得到初始状态的几何构型；
7、步骤四、将设计成型状态的几何构型与初始状态的几何构型进行对比，判断后者形变是否在可接受的误差范围内，若在可接受的误差范围内，则该初始状态对应的零状态的几何构型即为满足设计要求的凹形顶升气囊几何构型；若在可接受的误差范围外，则根据零状态的几何构型与初始状态的几何构型之间的差距，对零状态的几何构型进行修正，返回步骤二，最终找到满足设计成型状态几何构型对应的零状态下的几何构型；
8、步骤五、将满足设计成型状态几何构型对应的零状态下的几何构型作为最顶层第1层气囊的零状态几何构型，明确每层气囊的厚度h，最初整体气囊总层数设n＝2；
9、步骤六、根据第1层气囊的零状态几何构型依次建立余下第2层至第n层气囊的零状态几何构型，这n层气囊按1至n由上至下叠设；
10、步骤七、根据各层气囊的几何构型、设计材料参数分别建立各层气囊的有限元模型，根据设计相互作用、设计边界条件将各层气囊的有限元模型进行组装，建立n层气囊的整体有限元模型；
11、步骤八、对整体有限元模型施加设计气压、自重荷载，进行非线性有限元计算，得到整体气囊的初始状态；
12、步骤九、对整体有限元模型施加设计气压、自重荷载、设计外荷载，进行非线性有限元计算，得到整体气囊的受荷状态；
13、步骤十、对比整体气囊的初始状态和受荷状态下气囊膜面应力变化情况，判断气囊膜面应力变化是否满足设计气囊受力要求，若满足设计气囊受力要求，则气囊层数n即为满足设计气囊受力要求的层数；若不满足设计气囊受力要求，则令气囊层数n＝n+1，返回步骤六，最终找到满足设计气囊受力要求的层数。
14、上述的步骤一至步骤四构成了确定气囊零状态几何构型的非线性有限元逆迭代找形，上述的步骤五至步骤十构成了确定气囊层数的非线性有限元正迭代找形。
15、为优化技术方案，采取的进一步改进包括：
16、步骤二中，边界条件包括凹形顶升气囊与飞机机体之间的约束条件以及凹形顶升气囊与地面或地垫之间的约束条件。
17、步骤三、步骤八和步骤九中，设计气压包括外界大气压和充入凹形顶升气囊结构内部的气压；自重荷载是指凹形顶升气囊结构体自身的重力荷载。
18、步骤四中，将设计成型状态的几何构型与初始状态的几何构型进行对比，判断后者形变是否在可接受的误差范围内的具体方法为：提取设计成型状态下凹形顶升气囊的节点坐标(xaim,yaim,zaim)，零状态下凹形顶升气囊的节点坐标(x0,y0,z0)和初始状态下凹形顶升气囊的节点坐标(xp,yp,zp)，以(xaim,yaim,zaim)-(xp,yp,zp)得到坐标差(δx,δy,δz)，通过对比分析坐标差(δx,δy,δz)与给定的逆迭代分析终止判断阈值ε1，判断凹形顶升气囊的初始状态的几何构型是否在可接受的误差范围内。
19、步骤四中，对零状态的几何构型进行修正的具体方法为：令状态下凹形顶升气囊的节点坐标(x0,y0,z0)＝(x0,y0,z0)+(δx,δy,δz)，得到修正后的零状态的几何构型。
20、步骤二和步骤七中的设计材料参数包括凹形顶升气囊各个结构件的材料特性和截面特征。
21、步骤七中的设计相互作用包括最顶层凹形顶升气囊与飞机机体之间的相互作用、相邻层气囊之间的相互作用、最底层气囊与地面或地垫之间的相互作用，设计边界条件包括气囊与飞机机体之间的约束条件、气囊与地面之间的约束条件。
22、步骤九中，设计外荷载是指气囊结构体承受的来自飞机机体的重力荷载。
23、步骤十中，判断气囊膜面应力变化是否满足设计气囊受力要求的具体方法为：根据整体气囊的初始状态，得到整体气囊最顶层气囊结构上膜面各节点应力值σpj；根据整体气囊的受荷状态，得到整体气囊最顶层气囊结构上膜面各节点应力值σqj；整体气囊结构初始状态和受荷状态最顶层气囊结构上膜面应力变化超过k的区域面积占整体气囊结构初始状态和受荷状态最顶层气囊结构上膜面总面积的比例μ，通过对比分析比例μ与给定的正迭代分析终止判断阈值ε2，判断整体气囊结构层数为n时的应力变化是否满足设计气囊受力要求，其中，k＝(σqj-σpj)/σpj。
24、k的取值为0.3。
25、与现有本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤二中，所述的边界条件包括凹形顶升气囊与飞机机体之间的约束条件以及凹形顶升气囊与地面或地垫之间的约束条件。
3.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤三、步骤八和步骤九中，所述的设计气压包括外界大气压和充入凹形顶升气囊结构内部的气压；所述的自重荷载是指凹形顶升气囊结构体自身的重力荷载。
4.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤四中，将设计成型状态的几何构型与初始状态的几何构型进行对比，判断后者形变是否在可接受的误差范围内的具体方法为：提取设计成型状态下凹形顶升气囊的节点坐标(xaim,yaim,zaim)，零状态下凹形顶升气囊的节点坐标(x0,y0,z0)和初始状态下凹形顶升气囊的节点坐标(xp,yp,zp)，以(xaim,y
5.根据权利要求4所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤四中，对零状态的几何构型进行修正的具体方法为：令状态下凹形顶升气囊的节点坐标(x0,y0,z0)＝(x0,y0,z0)+(Δx,Δy,Δz)，得到修正后的零状态的几何构型。
6.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤二和步骤七中的设计材料参数包括凹形顶升气囊各个结构件的材料特性和截面特征。
7.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤七中的设计相互作用包括最顶层凹形顶升气囊与飞机机体之间的相互作用、相邻层气囊之间的相互作用、最底层气囊与地面或地垫之间的相互作用，所述的设计边界条件包括气囊与飞机机体之间的约束条件、气囊与地面之间的约束条件。
8.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤九中，所述的设计外荷载是指气囊结构体承受的来自飞机机体的重力荷载。
9.根据权利要求5所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤十中，判断气囊膜面应力变化是否满足设计气囊受力要求的具体方法为：根据所述的整体气囊的初始状态，得到整体气囊最顶层气囊结构上膜面各节点应力值σpj；根据所述的整体气囊的受荷状态，得到整体气囊最顶层气囊结构上膜面各节点应力值σqj；整体气囊结构初始状态和受荷状态最顶层气囊结构上膜面应力变化超过K的区域面积占整体气囊结构初始状态和受荷状态最顶层气囊结构上膜面总面积的比例μ，通过对比分析所述的比例μ与给定的正迭代分析终止判断阈值ε2，判断整体气囊结构层数为N时的应力变化是否满足设计气囊受力要求，其中，K＝(σqj-σpj)/σpj。
10.根据权利要求9所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，K的取值为0.3。
...【技术特征摘要】
1.一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤二中，所述的边界条件包括凹形顶升气囊与飞机机体之间的约束条件以及凹形顶升气囊与地面或地垫之间的约束条件。
3.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤三、步骤八和步骤九中，所述的设计气压包括外界大气压和充入凹形顶升气囊结构内部的气压；所述的自重荷载是指凹形顶升气囊结构体自身的重力荷载。
4.根据权利要求1所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤四中，将设计成型状态的几何构型与初始状态的几何构型进行对比，判断后者形变是否在可接受的误差范围内的具体方法为：提取设计成型状态下凹形顶升气囊的节点坐标(xaim,yaim,zaim)，零状态下凹形顶升气囊的节点坐标(x0,y0,z0)和初始状态下凹形顶升气囊的节点坐标(xp,yp,zp)，以(xaim,yaim,zaim)-(xp,yp,zp)得到坐标差(δx,δy,δz)，通过对比分析所述的坐标差(δx,δy,δz)与给定的逆迭代分析终止判断阈值ε1，判断凹形顶升气囊的初始状态的几何构型是否在可接受的误差范围内。
5.根据权利要求4所述的一种应用于飞机顶升的凹形顶升气囊多次双向有限元迭代找形分析方法，其特征在于，步骤四中，对零状态的几何构型进行修正的具体方法为：令状态下凹形顶升气囊的节点坐标(x0,y0,z0)＝(x0,y0,z0)+(δx,δy,δz)，得到修正后的零状态的几何...
【专利技术属性】
技术研发人员：唐敢，窦俊春，武渲柠，尹凌峰，陆飞，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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