典型的翼梁傳力途徑：直接作用于翼梁的氣動力；從機(jī)翼傳到翼肋上的氣動載荷以剪流形式傳給翼梁腹板和蒙皮，翼肋引起梁的彎矩通過腹板以軸向剪流的形式傳給翼梁的上、下凸緣和腹板。

    由于主翼梁為飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的主要承力元件，試飛前必須對翼梁進(jìn)行強(qiáng)度計算。主要從以下兩方面：

    1)計算整根翼梁在受載荷情況下的應(yīng)力和應(yīng)變分布
    2)校核梁接頭、螺栓孔等關(guān)鍵部位的強(qiáng)度

    載荷與約束
    主翼梁螺栓孔受剛性螺栓約束；作用在機(jī)翼、尾翼等升力面上的空氣動力是機(jī)翼的主要外載荷，它是一種不均勻分布的空氣壓力，而這種分布是由于翼剖面的迎角和翼型的彎度所引起，典型機(jī)翼升力沿翼展方向的升力分布如圖2。

    主翼梁分析模型
    在對主翼梁進(jìn)行分析前，首先要確定單元類型、分析方法和以及由此要進(jìn)行網(wǎng)格劃分的特殊處理和載荷模擬。

    根據(jù)模型的結(jié)構(gòu)特點：單一材料，整體部件，對整個實體選用了SOLID185號實體單元。

    翼梁作為一個單一勻質(zhì)材料的整體部件，分析對其進(jìn)行整體網(wǎng)格劃分，并對可能的應(yīng)力集中處做了網(wǎng)格細(xì)化，如圖3。在經(jīng)過幾次線性分析過程中，結(jié)果中翼梁局部都出現(xiàn)了應(yīng)力屈服，為獲得更加真實的模擬結(jié)果，在隨后的分析中，采用了ANSYS軟件提供的非線性塑性分析方法。

    作用在翼梁上的壓力是一個近似拋物線氣動載荷，在加載時要考慮加載方式。由于是從其他CAD軟件中導(dǎo)入的幾何模型，所以要對上凸緣進(jìn)行處理，以利于加載。氣動載荷不是均勻或斜坡載荷，加載時要用到APDL編程。編程時還是用離散數(shù)據(jù)近似模擬真實數(shù)據(jù)，面離散越小，越接近實際工況。

    主翼梁螺栓孔受剛性螺栓約束，在模擬時，要區(qū)別對待螺栓孔的不同內(nèi)表面，這樣和真實的約束相符。

    設(shè)置分析參數(shù)后求解，結(jié)果如圖4、圖5。
 

應(yīng)力分布與強(qiáng)度校核

    1.應(yīng)力強(qiáng)度校核
    從圖4和圖5所示的等效應(yīng)力計算結(jié)果可知，模型的應(yīng)力集中處出現(xiàn)在螺栓孔和翼梁中部各連接筋處；另外，翼梁根部應(yīng)力分布在材料彈性區(qū)內(nèi)。

    2.塑性應(yīng)變分析
    從圖6和圖7所示的等效塑性應(yīng)變計算結(jié)果可以看出，在螺栓孔處，由于拉應(yīng)力產(chǎn)生了輕微的屈服，在各連接筋處由于應(yīng)力集中產(chǎn)生的塑性變形尤為嚴(yán)重。

    3.局部改進(jìn)方案
    根據(jù)以上計算結(jié)果，將模型進(jìn)行了局部更改：加寬了翼梁中部八根連接筋的尺寸，再進(jìn)行同樣載荷的靜強(qiáng)度計算。
改進(jìn)后的有限元模型如圖8所示，關(guān)鍵部位的應(yīng)力分布如圖9和圖10所示。

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    結(jié)論
    通過對翼梁的有限元分析可以明顯看到設(shè)計中較弱的部位以及傳力不好的部位，設(shè)計人員可對應(yīng)力分布圖中顯示較弱的部位進(jìn)行局部加強(qiáng)或改善傳力路線以使結(jié)構(gòu)更為合理。