Анализ напряженно-деформированного состояния фитингового стыка панелей отъемной части крыла и центроплана транспортного самолета

Abstract

Фитинги широко используются в конструкциях самолетов и отвечают за соединение важных компонентов. Анализ напряженно-деформированного состояния фитинга должен проводиться до анализа характеристик фитинга. С помощью программного обеспечения для 3D моделирования (CATIA) и программного обеспечения для анализа методом конечных элементов (ANSYS) было рассчитано напряженно-деформированное состояние каждого компонента в стыковочном узле отъемной части крыла. В CATIA твердотельная модель упрощена и сегментирована в соответствии с размером поперечного сечения и высотой центра тяжести модели. В ANSYS балочные элементы используются в качестве замены упрощенной сегментированной модели для получения распределения внутренних сил твердотельной модели, а также для определения величины и изменения напряжения, приложенного к концам твердотельной модели. При расчете силы, передаваемой крепежным элементом, принимается во внимание сила предварительного затягивания болта и взаимодействие поверхностей компонента для моделирования реальной ситуации. Использование CATIA и ANSYS для получения напряженно-деформированного состояния компонентов в фитинговом соединении центроплана и отъёмной части крыла является вполне осуществимым методом. Результаты показывают, что в условиях работы при 130 МПа фитинг отъемной части крыла имеет максимальное напряжение 245,79 МПа и коэффициент максимальной деформации 0,0035, стрингер крыла имеет максимальное напряжение 293,17 МПа и при максимальной деформации 0,0047, внешняя панель отъемной части крыла имеет максимальное напряжение 289,53 МПа и максимальную деформацию 0,0042. Соединительные болты (M8 и M6) имеют максимальное напряжение 686,81 МПа и максимальное напряжение 0,0063, что соответствует проектным требованиям. По результатам анализа напряженно-деформированного состояния фитинга отъёмной части крыла получено распределение усилий болтов фитингового соединения. Было подтверждено, что из-за различных положений и областей действия болтов распределение силы между рядами болтов неравномерно и первый ряд болтов имеет большее усилие.

Фітинги широко використовують в конструкціях літаків і відповідають за з'єднання важливих компонентів. Аналіз напружено-деформованого стану фітингу моє проводитися до аналізу характеристик фітинга. За допомогою програмного забезпечення для 3D моделювання (CATIA) та програмного забезпечення для аналізу методу кінцевих елементів (ANSYS) було розраховано напружено-деформований стан кожного елемента в стиковому вузлі від'ємної частини крила. У CATIA твердотільну модель було спрощено та сегментовано відповідно до розміру поперечного перерізу та висоти центра ваги моделі. В ANSYS балкові елементи використовуються в якості замінників узагальненої сегментованої моделі для отримання розподілу внутрішніх сил твердотільної моделі, а також для визначення величин та змін напруження, що прикладаються до кінців твердотільної моделі. При розрахунку сил, переданих елементам кріплення, приймається до уваги сили попереднього затягування болта та взаємодії поверхонь компонента, для моделювання реальної ситуації. Використання CATIA та ANSYS для отримання напружено-деформованого стану компонентів у фітинговому з'єднанні центральної секції крила є повністю здійсненним методом. Результати показують, що в умовах роботи при 130 МПа фітинг від'ємної частини крила та центроплана має максимальне напруження 245,79 МПа та коефіцієнт максимальної деформації 0,0035, стрингер крила має максимальне напруження 293,17 МПа та при максимальній деформації 0,0047, зовнішня панель від'ємної частини крила має максимальне напруження 289,53 МПа та максимальну деформацію 0,0042. З'єднувальні болти (M8 та M6) мають максимальне напруження 686,81 МПа та максимальне напруження 0,0063, що відповідає проектним вимогам. За результатами аналізу напружено-деформованого стану фітингу від'ємної частини крила та центроплана отримано розподіл зусиль болтів фітингового з'єднання. Було підтверджено, що через різне положення та ділянок дії болтів розподіл сил між рядами болтів нерівномірне, а перший ряд болтів має більше зусилля.

Fitting joints are widely used in aircraft structures, and they are responsible for the interconnection of important components. The stress-strain state analysis of the fitting joint must be carried out before the performance analysis of the fitting joint. With the help of 3D modeling software (CATIA) and finite element analysis software (ANSYS), the stress-strain state of each component in the fitting joint of outer wing section was calculated in this paper. In the CATIA, the solid model is simplified and segmented according to the size of the cross section and the height of the center of gravity of the model. In the ANSYS, the beam elements are used to replace the simplified segmented model to obtain the internal force distribution of the solid model and to determine the magnitude and change law of the stress applied to the end of the solid model. When calculating the force transmitted by the fastener, the pre-tightening force of the bolt and the interaction between the surfaces of the component are taken into account, so as to simulate the real force situation well. Therefore, it is a very feasible method to use the CATIA and ANSYS to obtain the stress-strain state of components in the fitting joint of center wing section and outer wing section. The results show that under the working conditions of the fitting joint (130Mpa), the fitting of outer wing section with center section has a maximum stress of 245.79Mpa and a maximum strain of 0.0035, the stringer of outer wing section has a maximum stress of 293.17Mpa and a maximum strain of 0.0047, the lower panel of outer wing section has a maximum stress of 289.53Mpa and a maximum strain of 0.0042. The connecting bolts (M8 and M6) have a maximum stress of 686.81Mpa and a maximum strain of 0.0063, which meets the design requirements. In addition, according to the analysis results of the stress-strain state of the fitting joint of outer wing section, the force distribution of the bolts in the fitting joint of outer wing section with center section was obtained in this paper. It has been confirmed that due to the different positions and force areas of the bolts, the force distribution between rows of bolts is uneven, and the first row of bolts has a more force.