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主翼梁是无人飞机机翼结构的主要承力元件，承受飞行过程中的大部分升力和过载。翼梁由上、下凸缘和腹板组成，通常在根部与机身固接，在凸缘上和蒙皮相连接。墙也叫做腹板，没有凸缘或只有很弱的凸缘。图1是典型翼梁构造。
典型的翼梁传力途径：直接作用于翼梁的气动力；从机翼传到翼肋上的气动载荷以剪流形式传给翼梁腹板和蒙皮，翼肋引起梁的弯矩通过腹板以轴向剪流的形式传给翼梁的上、下凸缘和腹板。
由于主翼梁为飞机机翼结构的主要承力元件，试飞前必须对翼梁进行强度计算。主要从以下两方面： （图片） 1)计算整根翼梁在受载荷情况下的应力和应变分布
2)校核梁接头、螺栓孔等关键部位的强度
载荷与约束
主翼梁螺栓孔受刚性螺栓约束；作用在机翼、尾翼等升力面上的空气动力是机翼的主要外载荷，它是一种不均匀分布的空气压力，而这种分布是由于翼剖面的迎角和翼型的弯度所引起，典型机翼升力沿翼展方向的升力分布如图2。（图片） 主翼梁分析模型
在对主翼梁进行分析前，首先要确定单元类型、分析方法和以及由此要进行网格划分的特殊处理和载荷模拟。
根据模型的结构特点：单一材料，整体部件，对整个实体选用了SOLID185号实体单元。
翼梁作为一个单一匀质材料的整体部件，分析对其进行整体网格划分，并对可能的应力集中处做了网格细化，如图3。在经过几次线性分析过程中，结果中翼梁局部都出现了应力屈服，为获得更加真实的模拟结果，在随后的分析中，采用了ANSYS软件提供的非线性塑性分析方法。（图片） 作用在翼梁上的压力是一个近似抛物线气动载荷，在加载时要考虑加载方式。由于是从其他CAD软件中导入的几何模型，所以要对上凸缘进行处理，以利于加载。气动载荷不是均匀或斜坡载荷，加载时要用到APDL编程。编程时还是用离散数据近似模拟真实数据，面离散越小，越接近实际工况。
主翼梁螺栓孔受刚性螺栓约束，在模拟时，要区别对待螺栓孔的不同内表面，这样和真实的约束相符。
设置分析参数后求解，结果如图4、图5。（图片） （图片） 应力分布与强度校核
1.应力强度校核
从图4和图5所示的等效应力计算结果可知，模型的应力集中处出现在螺栓孔和翼梁中部各连接筋处；另外，翼梁根部应力分布在材料弹性区内。
2.塑性应变分析
从图6和图7所示的等效塑性应变计算结果可以看出，在螺栓孔处，由于拉应力产生了轻微的屈服，在各连接筋处由于应力集中产生的塑性变形尤为严重。（图片） （图片） 3.局部改进方案
根据以上计算结果，将模型进行了局部更改：加宽了翼梁中部八根连接筋的尺寸，再进行同样载荷的静强度计算。
改进后的有限元模型如图8所示，关键部位的应力分布如图9和图10所示。（图片） （图片） （图片） 结论
通过对翼梁的有限元分析可以明显看到设计中较弱的部位以及传力不好的部位，设计人员可对应力分布图中显示较弱的部位进行局部加强或改善传力路线以使结构更为合理。
6/6/2005
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