(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111382048.X (22)申请日 2021.11.19 (71)申请人 中国直升 机设计研究所 地址 333001 江西省景德镇市航空路6 -8号 (72)发明人 吴松楠　查丁平　树德军　王莹　 陈国军　张桥　赵军峰　 (74)专利代理 机构 中国航空专利中心 1 1008 代理人 张明 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种直升 机机体主承力结构应力分析方法 (57)摘要 本发明公开了一种直升机机体主承力结构 应力分析方法， 包括： 在直升机机体坐标系下， 对 直升机机体主承力结构进行网格离散化， 选取对 应的单元类型模拟相应的结构； 依据直升机机体 主承力结构的材料属性与截面几何属性， 来定义 用以模拟相应结构的单元的属性； 将直升机上各 个部件分别离散成质量点， 然后以各质量点的重 心的位置为几何坐标的输入， 批量创建质量点的 参照点， 以单个参照点为单位， 批量创建参照点 组， 并将单元中的结点加入到组中； 计算直升机 全机单个参照点的重心处的惯性载荷并分配到 结点上； 计算不同载荷工况下结点的位移与结点 力。 本方法有效地提高直升机机身主承力结构的 应力分析精度与计算效率。 权利要求书2页 说明书5页 附图4页 CN 114065394 A 2022.02.18 CN 114065394 A 1.一种直升 机机体主承力结构应力分析 方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 在直升机机体坐标系下， 对直升机机体主承力结构进行网格离散化， 选取对应的单元 类型模拟相应的结构； 依据直升机机体主承力结构的材料属性与截面几何属性， 来定义用以模拟相应结构的 单元的属性； 将直升机上各个部件分别离散成质量点， 然后以各质量点的重心的位置为几何坐标的 输入， 批量创建质量点的参照点Point， 其中， 参照点用于将质量点的重心位置显性化， 参照 点在直升 机机体坐标系中具有相对的坐标位置； 以单个参照点Po int为单位， 批量创建参照点组Group； 以单个参照点Point为参照位置， 按照合理传力路线的原则， 在模拟主承力结构的单元 上选取能够传递此单个参照点Point的惯性载荷的单个结点或若干个结点， 并将被选取的 单个结点或若干个结点加入所创建的此参照点Po int的参照点组Group中； 通过直升机所承受 的外部载荷信 息与直升机的全机各部件的质量信 息， 计算直升机全 机单个参照点Po int的重心处的惯性载荷； 将计算的单个参照点Point的重心处的惯性载荷分配到创建的此单个参照点Point对 应的参照点组Group中的单个结点或若干个结点上； 按照不同的飞行载荷、 地面载荷的不同载荷组合状态， 创建针对于每一种载荷组合状 态的载荷工况； 计算创建的所有载荷工况， 得到各 载荷工况 下单元上结点的位移与结点力。 2.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 所述方法 还包括： 对计算得到的单元结点位移与结点力进行可视化的后处理， 以显示各工况下的直升机 机体主承力结构的应力或应 变状态。 3.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 所述的主 承力结构包括隔框、 纵梁、 地板、 蒙皮、 动力系统安装平 台、 平尾、 垂尾； 对于主承力结构， 选 择剪切板单 元、 壳单元、 梁单元、 杆单元。 4.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 对于金属 材料， 用剪切板单 元同时赋予材 料的弹性模量、 单 元厚度。 5.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 对于复合 材料， 用壳单 元， 同样赋予复核材 料各层的弹性模量和泊松比、 单 元方向及单 元厚度。 6.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 对于承弯 结构， 赋予梁单 元截面形状、 截面的面积、 材 料弹性模量和泊松比。 7.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 对于仅承 拉压的结构， 赋予杆 单元截面的面积、 材 料弹性模量和泊松比。 8.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 所述计算 直升机全机单个参照点Po int的重心处的惯性载荷， 包括： 根据全机质量体转动惯量与惯性积计算全机重心 处的转动惯量与惯性积， 计算参照点 Point的重心处的转动惯量绕xyz轴在全机重心处的转动惯量Ixic、 Iyic、 Izic； 参照点Point的 重心处的惯性积平移到全机重心处的惯性积为Ixyic， Iyyic， Izyic； 全机重心处的转动惯量与权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114065394 A 2惯性积分别为 Ixc、Ixyc； 根据全机重心 处的合力与合力矩与全机重心处 的转动惯量、 惯性积计算全机重心处过 载nxc、 nyc、 nzc， 并计算全机重心处的转动过载Wx， 其他轴向以此类推， 最后根据全机重心处 平动过载与转动过载计算全机质量体参照点Point处的过载与惯性载荷， 得到全机质量体 参照点Point处的x， y， z方向的过载nxi、 nyi、 nzi， 从而计算全机质量体参照点Point重心处的 x， y， z方向惯性载荷。 9.根据权利要求1所述的直升机机体主承力结构应力分析方法， 其特征在于， 所述将计 算的单个参照点Point的重心处的惯性载荷分配到创建 的此单个参照点Point对应的参照 点组Group中的单个结点或若干个结点上， 包括： 首先计算有每个参照点组中所有结点的几何中心点， 将该参照点组对应的参考点重心 处的惯性载荷， 包括惯性力F1(x,y,z)与惯性力矩M1(x,y,z)通过静力等效原则分配到所述的几 何中心点上， 其中参考点重心处与几何中心点 的相对位置为e(x,y,z)， 单元中单个结点的权 重因数为ωi， 如公式(1)， 再根据实际应用需求利用不同的权重因数将几何中心点上的惯 性力F2(x,y,z)与惯性力矩M2(x,y,z)分配到有单元中的各个结点上； 其中几何中心点与单个结 点的相对位置为ri(x,y,z)， 如公式(2)与(3)， 将由公式(2)与(3)分别计算出的惯性力 F2i(x,y,z)a、 F2i(x,y,z)b进行叠加处理， 即得出分配到有限元模型结点(2)上的惯性力F2i(x,y,z)， 即结点处的惯性载荷： F2(x,y,z)＝F1(x,y,z)， M2(x,y,z)＝M1(x,y,z)+F2(x,y,z)·e(x,y,z)             (1) 权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114065394 A 3