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申请/专利权人：海鹰航空通用装备有限责任公司
申请日：2022-12-26
公开（公告）日：2024-06-28
公开（公告）号：CN118260981A
主分类号：G06F30/23
分类号：G06F30/23;G16C60/00;G06F119/14;G06F113/26
优先权：
专利状态码：在审-公开
法律状态：2024.06.28#公开
摘要：本发明提供了一种复合材料机翼开口补强结构的强度计算方法，该方法首先建立带有开口补强结构的复合材料机翼几何模型，经离散化处理，分别建立机翼结构整体有限元模型和开口补强结构局部有限元模型，利用位移协调原理，提取整体模型中的约束作为局部模型的载荷输入，将建模软件与计算软件相结合，通过网格匹配技术建立FASTEN单元模拟钉元，完成开口补强结构的强度计算。该方法能够准确计算复合材料机翼开口补强结构的局部强度，为结构设计和强度分析提供技术指导，周期短，成本低，通用性好。
主权项：1.一种复合材料机翼开口补强结构的强度计算方法，其特征在于，所述方法包括：步骤一、建立机翼整体有限元模型，所述机翼为带有开口补强结构的复合材料飞机机翼，其中，补强区域由复合材料层合板以及金属口框组成，补强区域采用钉连接；步骤二、建立所述补强结构局部有限元模型，并采用用FASTEN单元模拟补强区域的金属和复合材料之间的钉连接；步骤三、对所述机翼整体有限元模型施加气动载荷以获取补强区域所在位置的平动约束和转动约束；步骤四、利用位移协调原理，将步骤三中提取到的平动约束和转动约束转化为用于补强结构局部模型计算的载荷输入并开展强度计算。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 海鹰航空通用装备有限责任公司 复合材料机翼开口补强结构的强度计算方法
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