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【摘要】本文介绍了进行结构补强设计的主要过程，采用MSC/NASTRAN软件进行有限元分析验证，并结合工程实例进行了说明。
【关键词】结构补强；有限元分析；工程实例
1、引言
由于设备的尺寸、重量、安装位置等方面的不同，相关结构可能已不能满足使用要求，若换装新结构可能会使成本急剧增加，此时通常需要对原结构进行补强。本文介绍了结构补强设计追求的目标，并提出通过4个有序的过程步骤实现结构补强。
2、结构补强设计
结构补强设计追求的目标：高结构效率（重量轻）、高可靠性、高寿命、高维修性和低的全寿命费用，具体来讲包括：①强度、刚度要求②疲劳、耐久性要求③合理选材④工艺性要求⑤重量要求⑥其他要求。
结构补强设计的整个过程可分为四步进行：原始结构分析、寻找薄弱环节、提出补强方案和措施、结构分析验证。
（1）原始结构分析
①理清原始结构在整个产品中的作用和功能；
②根据结构的承载功能选择合理的元素建立有限元模型；
③确定模型的边界约束，进行计算并求解。
（2）寻找薄弱环节
查看计算结果并校核结构是否满足要求，若不满足要求，须找到薄弱部位，并根据力学原理和一般规律分析薄弱部位的成因。
（3）提出补强方案和措施制定具体的补强措施
（4）结构分析验证
根据补强措施，对原始结构的有限元分析模型进行修改，重新计算并校核补强后的结构是否满足要求；若不满足要求则应重复步骤（2）～步骤（4）的过程，直至补强后的结构满足使用要求。
3、应用实例
某航空产品的原始局部结构如图1所示，下部的发动机采用12个螺栓固定在结构的机加接头上，发动机可以绕转轴±90°旋转，除机加接头材料为7050T7451外，其余结构材料均为LY12铝合金。后期变更了发动机的安装位置，安装高度降低了△L1同时发动机重心向前平移了△L2，要求必须确保该结构在新使用要求下安全可靠。
3.1原始结构分析
原始结构用于固定发动机，主要承受发动机的推力、重力及由此引起的所有力矩载荷，并将它们继续向上部结构传递。
采用MSC/PATRAN软件建立模型，除隔板缘条及蒙皮上的型材采用杆元（ROD）外，其余所有构件均采用壳元（SHELL）进行模拟，模型见如2所示。接头区的最大应力为1018Mpa，而7050T7451材料的，结构不满足使用要求、需要进行补强。
3.2寻找薄弱环节
根据MSC/PATRAN软件建模结果，接头区的薄弱部位主要在接头的上、下缘，尤其是接头四个支臂与中间圆环结构的过渡区。
根据受力分析，与发动机连接的接头区是整个结构中弯矩最大的部位，而弯矩是上、下缘条以拉压的形式承但的；接头四个支臂与中间圆环结构的过度区类似“T”形，偏心导致该区域内、外缘出现明显的应力集中，该两处应重点补强。
3.3提出补强方案
根据找出的薄弱环节，具体的补强方案如下：
a.在上缘布置钢质整体带板，加强接头上缘；b.在接头的4个支臂处增加机加隔板，连接接头与周围结构，补强接头；c.在接头周围隔板的腹板上增加型材，提高腹板的剪切临界失稳应力。
3.4有限元分析验证
根据补强后的实际结构，对原计算模型（包括总体模型和细节模型）进行修改，加强后接头本体的最大应力为377Mpa，带板的最大应力为867Mpa。查材料性能：接头的许用应力，带板的许用应力，最小强度剩余系数分别为1.33、1.24，补强后的结构可以满足使用要求。
因总体模型与细节模型的边界约束存在区别：总体模型考虑了周围结构的弹性支持，而细节模型则忽略了相关的支持结构。为判断二者在主要传力路径上是否存在较大区别，取4个支臂的最大剪力进行对比见表1所示。
表1 总体模型与细节模型计的最大剪力对比
部 位 ① ② （②/①-1）×100%
前支臂 45922N 50917N 10.9%
后支臂 39524N 33843N -14.4%
左支臂 41066N 43305N 5.5%
右支臂 49264N 49086N -0.4%
注：①为总体模型计算的最大剪力
②为细节模型计算的最大剪力
通过对比发现：细节模型的最大剪力比总体模型大10.9%，最小剪力比总体模型小14.4%，而接头的最小强度剩余系数为1.24，（1-14.4%）x1.24=1.1>1，因此细节模型计算结果能够基本反映结构的受力。
4、总结
以某航空结构为例，说明了结构补强设计的主要过程，并采用MSC/NASTRAN软件对补强措施的合理性进行了分析验证。因有限元计算结果与实际受力存在差别，对处于关键部位且变动较大的结构，有条件时还应安排必要的试验进行试验验证。本文提出的4个过程步骤可供后续结构补强时借鉴和参考。
参考文献
[1]叶天麟，周天孝.航空结构有限元分析指南.航空工业出版社，1996.
[2]王宝忠等.飞机设计手册.第10册.航空工业出版社，2000.
[3]解思适等.飞机设计手册.第9册.航空工业出版社，2001.
【关键词】结构补强；有限元分析；工程实例
1、引言
由于设备的尺寸、重量、安装位置等方面的不同，相关结构可能已不能满足使用要求，若换装新结构可能会使成本急剧增加，此时通常需要对原结构进行补强。本文介绍了结构补强设计追求的目标，并提出通过4个有序的过程步骤实现结构补强。
2、结构补强设计
结构补强设计追求的目标：高结构效率（重量轻）、高可靠性、高寿命、高维修性和低的全寿命费用，具体来讲包括：①强度、刚度要求②疲劳、耐久性要求③合理选材④工艺性要求⑤重量要求⑥其他要求。
结构补强设计的整个过程可分为四步进行：原始结构分析、寻找薄弱环节、提出补强方案和措施、结构分析验证。
（1）原始结构分析
①理清原始结构在整个产品中的作用和功能；
②根据结构的承载功能选择合理的元素建立有限元模型；
③确定模型的边界约束，进行计算并求解。
（2）寻找薄弱环节
查看计算结果并校核结构是否满足要求，若不满足要求，须找到薄弱部位，并根据力学原理和一般规律分析薄弱部位的成因。
（3）提出补强方案和措施制定具体的补强措施
（4）结构分析验证
根据补强措施，对原始结构的有限元分析模型进行修改，重新计算并校核补强后的结构是否满足要求；若不满足要求则应重复步骤（2）～步骤（4）的过程，直至补强后的结构满足使用要求。
3、应用实例
某航空产品的原始局部结构如图1所示，下部的发动机采用12个螺栓固定在结构的机加接头上，发动机可以绕转轴±90°旋转，除机加接头材料为7050T7451外，其余结构材料均为LY12铝合金。后期变更了发动机的安装位置，安装高度降低了△L1同时发动机重心向前平移了△L2，要求必须确保该结构在新使用要求下安全可靠。
3.1原始结构分析
原始结构用于固定发动机，主要承受发动机的推力、重力及由此引起的所有力矩载荷，并将它们继续向上部结构传递。
采用MSC/PATRAN软件建立模型，除隔板缘条及蒙皮上的型材采用杆元（ROD）外，其余所有构件均采用壳元（SHELL）进行模拟，模型见如2所示。接头区的最大应力为1018Mpa，而7050T7451材料的，结构不满足使用要求、需要进行补强。
3.2寻找薄弱环节
根据MSC/PATRAN软件建模结果，接头区的薄弱部位主要在接头的上、下缘，尤其是接头四个支臂与中间圆环结构的过渡区。
根据受力分析，与发动机连接的接头区是整个结构中弯矩最大的部位，而弯矩是上、下缘条以拉压的形式承但的；接头四个支臂与中间圆环结构的过度区类似“T”形，偏心导致该区域内、外缘出现明显的应力集中，该两处应重点补强。
3.3提出补强方案
根据找出的薄弱环节，具体的补强方案如下：
a.在上缘布置钢质整体带板，加强接头上缘；b.在接头的4个支臂处增加机加隔板，连接接头与周围结构，补强接头；c.在接头周围隔板的腹板上增加型材，提高腹板的剪切临界失稳应力。
3.4有限元分析验证
根据补强后的实际结构，对原计算模型（包括总体模型和细节模型）进行修改，加强后接头本体的最大应力为377Mpa，带板的最大应力为867Mpa。查材料性能：接头的许用应力，带板的许用应力，最小强度剩余系数分别为1.33、1.24，补强后的结构可以满足使用要求。
因总体模型与细节模型的边界约束存在区别：总体模型考虑了周围结构的弹性支持，而细节模型则忽略了相关的支持结构。为判断二者在主要传力路径上是否存在较大区别，取4个支臂的最大剪力进行对比见表1所示。
表1 总体模型与细节模型计的最大剪力对比
部 位 ① ② （②/①-1）×100%
前支臂 45922N 50917N 10.9%
后支臂 39524N 33843N -14.4%
左支臂 41066N 43305N 5.5%
右支臂 49264N 49086N -0.4%
注：①为总体模型计算的最大剪力
②为细节模型计算的最大剪力
通过对比发现：细节模型的最大剪力比总体模型大10.9%，最小剪力比总体模型小14.4%，而接头的最小强度剩余系数为1.24，（1-14.4%）x1.24=1.1>1，因此细节模型计算结果能够基本反映结构的受力。
4、总结
以某航空结构为例，说明了结构补强设计的主要过程，并采用MSC/NASTRAN软件对补强措施的合理性进行了分析验证。因有限元计算结果与实际受力存在差别，对处于关键部位且变动较大的结构，有条件时还应安排必要的试验进行试验验证。本文提出的4个过程步骤可供后续结构补强时借鉴和参考。
参考文献
[1]叶天麟，周天孝.航空结构有限元分析指南.航空工业出版社，1996.
[2]王宝忠等.飞机设计手册.第10册.航空工业出版社，2000.
[3]解思适等.飞机设计手册.第9册.航空工业出版社，2001.