一種基于有限元方法的飛行器艙門密封載荷計算方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種基于有限元方法的飛行器艙門密封載荷計算方法，屬于飛行器機 構設計領域。
【背景技術】
[0002] 艙門是飛行器的重要組成部分，它由兩扇大尺度、空間曲面對開式艙門及開閉、鎖 緊機構組成，能實現自動重復開閉、鎖緊等動作，并具有良好的密封性能。艙門邊界密封在 艙門關閉過程中對開閉機構和鎖緊機構產生負載力矩，如何精確計算艙門密封負載力矩是 艙門機構設計的關鍵技術之一。一方面密封負載是艙門機構設計的輸入條件，須在設計初 期開展；另一方面，艙門密封包含艙門、密封條和支架（飛行器機身支撐艙門的結構）之間 的相互作用，存在大變形、接觸和材料非線性。傳統的三維有限元分析方法存在由密封條和 艙門尺寸懸殊引起的網格劃分難、密封條自由放置引起的約束難、非線性引起的收斂難等 諸多問題，亟需一種高效率高精度的飛行器艙門密封載荷設計方法。
[0003] 張友坡在《基于有限元法的飛機艙門結構仿真技術》中對典型飛機艙門結構的有 限元仿真技術進行了研究，使用MSC. PATRAN軟件建立了典型艙門主承力結構的有限元模 型，并用MD. NASTRAN軟件進行了計算，但并未提及密封載荷的計算。王廣振、池長青、王之 珊、趙國偉在《〇形圈密封載荷衰減研究》中介紹了利用平板壓縮法測試兩種硅橡膠材料〇 形圈的載荷及其衰減規律情況。對于飛行器艙門密封載荷的計算及測試還未見到公開的文 獻。
【發明內容】
[0004] 本發明的目的在于克服現有技術的不足，提供一種基于有限元方法的飛行器艙門 密封載荷計算方法，解決飛行器艙門自動開閉過程中由密封引起的力矩計算的問題。
[0005] 本發明目的通過如下技術方案予以實現：
[0006] 提供一種基于有限元方法的飛行器艙門密封載荷計算方法，包括如下步驟：
[0007] (1)把密封條受力簡化為平面應變狀態，利用有限元分析軟件對密封條、與密封條 接觸的支架局部和與密封條接觸的艙門局部進行建模、加載、定義接觸，求出單位長度密封 條壓縮需要的力；所述密封條在支架和艙門之間；
[0008] (2)利用有限元分析軟件在艙門鉸鏈處定義轉動副并約束轉動角位移，同時在密 封位置對艙門施加與單位長度密封壓縮力等效的壓強，從而得到鉸鏈的支反力矩，即為艙 門密封載荷。
[0009] 其中，步驟（1)具體為：利用密封條、所述艙門局部和所述支架局部的橫截面尺寸 定義幾何模型，密封條利用對稱線將截面取一半，將艙門與密封條接觸區域截面近似為平 面，支架取與密封條接觸區域的局部截面，利用有限元分析軟件在XY平面內進行建模，所 取艙門局部截面一端、支架的局部截面一端與密封條的對稱線在同一直線內，X軸平行于該 直線，Y軸垂直于該直線；在密封條和艙門以及密封條和支架之間分別定義帶摩擦的接觸， 摩擦系數均取值在0.01-1之間，接觸剛度均取值在0.1-10之間；選擇網格的單元類型為 平面應變單元，單元形狀以四邊形為主，并要求在密封條的厚度方向有2層或2層以上的網 格；在所述直線上對艙門、支架和密封條施加 Y方向約束，支架外側施加 X方向的位移載荷， 艙門外側施加 X方向約束；求解艙門外側支反力，該支反力的2倍即為單位長度密封條壓縮 需要的力。
[0010] 其中，求解艙門外側支反力還包括，求解步數設置為5-20步；根據每步的壓縮量 及對應的單位長度密封條壓縮需要的力，得到壓縮量和單位長度密封條壓縮需要的力的關 系。
[0011] 其中，步驟（2)具體為：在有限元分析軟件中導入艙門三維模型，并利用對稱性 在艙門轉軸中點，用垂直于轉軸的平面將艙門分割成兩半，取一半；在艙門的密封條接觸位 置切割出Imm寬度的密封壓力加載區，在鉸鏈處定義艙門和大地之間的轉動副；在艙門內 表面密封壓力加載區施加與單位長度密封條壓縮所需要的力大小相等的壓強；定義鉸鏈處 轉動角位移為〇,求解后輸出所取半個艙門鉸鏈處的支反力矩，支反力矩的2倍即為艙門密 封負載力矩，即艙門密封載荷。
[0012] 其中，求解艙門密封載荷還包括，求解步長設置為1-5步；計算艙門密封條負載力 矩和單位長度密封條壓縮需要的力的比例關系，利用該比例關系和壓縮量和單位長度密封 條壓縮需要的力的關系，計算密封條壓縮量和艙門密封條負載力矩的關系。
[0013] 優選的，采用的有限元分析軟件為ANSYS軟件。
[0014] 本發明與現有技術相比具有如下優點：
[0015] (1)本發明的計算方法解決了飛行器艙門自動開閉過程中由密封引起的力矩計算 問題，為艙門自動開閉機構的設計提供設計依據，在國內尚屬首創。
[0016] (2)本發明采用有限元軟件ANSYS計算得到了飛行器艙門密封引起的負載力矩， 計算過程分為兩步：第一步求出單位長度密封條壓縮需要的力，第二步根據在艙門上施加 該力求出艙門負載力矩。該方法有效的避開了傳統三維有限元分析方法難建模、難約束、難 收斂的問題，經兩個步驟的合理簡化帶來了求解效率的顯著提高，便于一般工程技術人員 使用，高效快捷。
【附圖說明】
[0017] 圖1為本發明整體流程圖；
[0018] 圖2為本發明單位長度密封條壓縮力計算流程圖；
[0019] 圖3為本發明密封條負載力矩計算流程圖；
[0020] 圖4為本發明單位長度密封條壓縮力計算幾何建模示意圖；
[0021] 圖5為本發明單位長度密封條壓縮力計算的艙門支反力結果示意圖。
【具體實施方式】
[0022] 計算過程分為兩步：（1)把密封條受力簡化為平面應變狀態，求出單位長度密封 條壓縮需要的力；飛行器艙門密封使用空心圓柱形密封條，其軸向尺寸遠大于橫截面尺寸， 且橫截面內的截面形狀和所受載荷都近似相同。因此密封條受力情況可簡化為平面應變狀 態，簡化的方式為本領域公知技術；（2)在艙門鉸鏈處定義轉動副并約束轉動角位移，同時 在密封位置施加與單位長度密封壓縮力等效的壓強，從而得到鉸鏈的支反力矩，即為艙門 密封載荷。本發明采用有限元分析軟件實現，本實施中采用ANSYS。
[0023] (a)利用ANSYS Workbench的靜力模塊進行單位長度密封條壓縮需要的力計算， 具體步驟如下：
[0024] (al)在ANSYS Workbench的工程材料模塊中分別定義密封條、支架和艙門的材 料，所述的支架為飛行器機身支撐艙門的結構；材料屬性包括彈性模量、泊松比等2類參 數；
[0025] (a2)ANSYS Workbench的幾何模塊中利用密封條、艙門和支架的橫截面的尺寸定 義幾何，并利用對稱取一半，其中支架和艙門截面做了簡化，其中由于艙門曲率半徑遠大于 密封條橫截面曲率半徑，將其與密封條接觸區域截面近似為平面；定義中，密封條、艙門和 支架必須在獨立的3個Front平面中定義，生成3個獨立的面物體（surface body);長度 單位取mm ;
[0026] (a3)在密封條和艙門以及密封條和支架之間分別定義帶摩擦的接觸，其摩擦系數 取〇. 1 ;接觸剛度取1 ;網格類型選四邊形為主，并要求在密封條的厚度方向有2層網格，然 后劃分網格；
[0027] (a4)載荷在支架上施加最大壓縮量的X方向位移，上表面為對稱面，施加 Y方向約 束，艙門右邊施加 Y方向約束；
[0028] (a5)打開大變形選項（Large Deflection設置為on);用定步長，設置計算10步； 選擇艙門右邊Y方向約束輸出支反力；打開大變形選項，進行求解；
[0029] (a6)在支反力的計算結果中，可得到不同時刻的支反力，可折算為不同壓縮量的 支反力；由于用了一半模型，此支反力的2倍即為單位密封條長度的支反力，單位為N/mm ;
[0030] (b)如圖3所示，利用ANSYS Workbench的靜力模塊進行艙門密封負載力矩計算， 具體步驟如下：
[0031] (bl)直接引用（al)定義的艙門材料；
[0032] (b2) ANSYS Workbench的幾何模塊中導入1_0各式的艙門三維CAD模型，并利用對 稱在艙門鉸鏈方向取一半；為了密封條支反力施加到艙門的法線方向，利用Slice功能在 艙門接觸密封條位置切割出了 Imm寬度的密封壓力加載區；
[0033] (b3)在鉸鏈處定義艙門和Groud之間的轉動副類型的Joint ;用默認值劃分網 格；
[0034] (b4)在艙門內表面密封壓力加載區施加單位密封條長度的支反力大小的壓力載 荷（單位為MPa);鉸鏈處施加0°轉角約束；
[0035] (b