民用飞机襟翼有限元节点载荷计算方法研究

魏腾飞，吴 强

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

民用飞机的强度计算，通常以有限元内力计算结果作为输入，因此内力计算结果的准确性直接决定强度分析的结论。在进行有限元内力计算时，无法直接使用气动专业提供的原始气动载荷，需要将气动载荷处理到有限元模型的节点上，然后使用有限元软件进行求解。田忠良等[1]给出的机翼站位分载算法，在外翼盒段或中央翼等布置有翼肋的部段具有较好的适用性，能很好地反映原始载荷特征。张建刚等[2]提出用样条曲面拟合的方法，计算翼面压力分布，并积分得到有限元节点载荷。雷莉等[3]通过对比翼面结构有限元节点载荷计算常用的3种方法，提出了计算效率较高、理论依据强的多点排分配方法。陈率[4]针对民用飞机尾翼结构，提出了分布积分方法，并对积分误差进行修正得到了较为精确的有限元节点载荷。

襟翼作为提供升力的重要结构，在飞机起降过程中发挥重要作用。针对襟翼大曲率的翼型结构特点，本文提出平面气动分布形式的有限元节点载荷计算方法，准确将气动载荷反映到有限元模型上，为有限元内力计算以及强度校核提供可靠的输入。

1 襟翼节点载荷计算原则

通常，民用飞机襟翼原始气动载荷以平面气动分布载荷(Cp)的形式给出。在进行节点载荷计算时，必须保证计算后的加载站位力或加载节点力的总和、作用点及方向应与原给出的载荷一致[5]。向有限元模型施加结构所受载荷时，应在保证总载和总压心的前提下尽可能地向有限元模型上所有节点分配，以保证有限元分析结果的准确性。……