一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法

摘要

本申请公开了一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，本申请所述的优化方法首先获取飞机舱门和机身的等效刚度，再建立飞机舱门与机身接触区域的局部有限元模型，并在上述局部有限元模型中设定弹簧单元；再通过对所述局部有限元模型模拟施加等效载荷，并将变形量与等效刚度进行对比，以获取各所述弹簧单元的刚度系数；最后将刚度系数添加到所述局部有限元模型中以实现对所述局部有限元模型的优化；本发明通过引入飞机舱门和机身的等效刚度，实现了飞机舱门和机身整体结构特性与飞机舱门和机身在接触点的受力状态的有机结合，从而在局部受力的分析中继承和反映了飞机整体结构刚度，提高了飞机舱门和机身装配接触力学的计算精度。

权利要求

1.一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，包括以下步骤；

获取飞机舱门和机身的装配模型，在所述装配模型中确定所述飞机舱门与机身的接触点；

建立基于所述接触点的局部坐标系；

在所述接触点处分别对所述飞机舱门和机身模拟施加等效挤压力；

分别计算模拟施加等效挤压力后，所述飞机舱门和机身的变形量，所述飞机舱门的变形量即为其等效刚度值，所述机身的变形量即为其等效刚度值；

建立飞机舱门与机身接触区域的局部有限元模型；

在所述局部有限元模型的飞机舱门和机身上设定弹簧单元；

分别在所述局部有限元模型中的飞机舱门和机身上施加等效载荷，并分别获取飞机舱门和机身的挤压变形量；其中所述飞机舱门受到的等效载荷与其受到的等效挤压力相同，所述机身受到的等效载荷与其受到的等效挤压力相同；

将所述飞机舱门的所述挤压变形量与其等效刚度进行比对，将所述机身的所述挤压变形量和等效刚度进行比对；

若飞机舱门的比对结果相同，且机身的比对结果相同，则将设定的各所述弹簧单元的弹性系数作为刚度系数；否则调整各所述弹簧单元的弹性系数，并重复分别在所述局部有限元模型中的飞机舱门和机身上施加等效载荷，并分别获取飞机舱门和机身的挤压变形量的步骤直至取得刚度系数；

将所述刚度系数引入到所述弹簧单元内，得到优化后的局部有限元模型。

2.根据权利要求1所述的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，所述飞机舱门的变形量指飞机舱门上的所述接触点沿其受到的等效挤压力方向的变形量，所述机身的变形量指机身上的所述接触点沿其受到的等效挤压力方向的变形量。

3.根据权利要求1所述的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，所述建立基于所述接触点的局部坐标系，包括以下步骤：以所述接触点为坐标原点；以平行于所述飞机舱门边缘线的方向为X轴；以所述接触点的法线为Z轴，并按右手法则确定Y轴，以建立所述局部坐标系。

4.根据权利要求1所述的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，所述等效刚度的计算采用有限元计算方法或试验测量法。

5.根据权利要求3所述的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，所述建立飞机舱门与机身接触区域的局部有限元模型的步骤中，包括以下步骤：获取飞机舱门和机身的装配模型，在所述装配模型中确定所述飞机舱门与机身的接触点；

以所述Y轴和Z轴构成的平面为剖面截取所述飞机舱门与机身的剖面图；

以所述飞机舱门与机身的接触点为中心，截取局部剖面图，所述局部剖面图包含所述飞机舱门和机身的接触区域；

沿X轴对所述局部剖面图进行轴向拉伸，构建局部模型实体结构有限元模型；

根据飞机舱门和机身的实际材质，对所述局部模型实体结构有限元模型赋予材料属性，完成局部有限元模型的构建。

6.根据权利要求5所述的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，所述材料属性包括密度、拉伸模量、剪切模量和泊松比。

7.根据权利要求5所述的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，所述在所述局部有限元模型的飞机舱门和机身上设定弹簧单元的步骤中，包括以下步骤：选定飞机舱门背离所述机身一端端面的质心作为弹簧单元的安装点位；选定机身上背离所述飞机舱门一端端面的质心作为弹簧单元的安装点位；

在所述Y轴方向上设置第一拉压弹簧单元，在所述Z轴方向上设置第二拉压弹簧单元，在所述X轴方向上设置扭转弹簧单元；

设定所述第一拉压弹簧单元、第二拉压弹簧单元和扭转弹簧单元的弹性系数的初始值。

8.根据权利要求1所述的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，其特征在于，所述刚度系数的生成条件为所述等效载荷与所述等效挤压力相等时，所述局部有限元模型中各部件的变形量等于其自身的等效刚度。

说明书

一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法

技术领域

[0001] 本申请涉及航空制造技术领域，具体涉及一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法。

背景技术

[0002] 飞机舱门与机身对合装配时，会进行舱门的开关运动，由于制造、装配误差以及外部载荷的影响，飞机舱门关闭后与机身之间不一定能够实现无阶差、无间隙、无干涉的贴合；若飞机舱门与机身之间出现不接触的情况，会使得飞机舱门与机身之间出现阶差或间隙，从而影响飞机的气动性能及外观，但不会造成损伤破坏；若飞机舱门与机身之间出现干涉挤压，则会使得在飞机舱门开关运动时飞机舱门与机身之间出现接触挤压变形的现象，同时舱门的运动轨迹还会受到接触载荷的影响，若飞机舱门与机身的干涉量过大，则会导致飞机舱门或机身结构发生损伤破坏，导致非常严重的后果，因此需对飞机舱门与机身之间的装配接触现象进行计算和分析；

[0003] 现有技术中一般通过现场实物试验、运动几何仿真、有限元仿真计算等方法进行分析，但是现场实物试验以及运动几何仿真都无法准确获取舱门与机身接触后局部结构的应力、应变、变形等参数，采用飞机部件结构有限元仿真计算方法时，则会因为接触点过小而导致计算精度较低落。

发明内容

[0004] 本申请的主要目的在于提供一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，旨在解决现有技术中飞机舱门与机身接触后局部结构的应力、应变及变形参数计算精度低的缺陷。

[0005] 为实现上述目的，本申请提供一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法，包括以下步骤；

[0006] 通过对所述飞机舱门和机身模拟施加等效挤压力，获取飞机舱门和机身的等效刚度；

[0007] 建立飞机舱门与机身接触区域的局部有限元模型；

[0008] 在所述局部有限元模型的飞机舱门和机身上设定弹簧单元；

[0009] 对设定有弹簧单元的局部有限元模型施加等效载荷，并结合所述等效刚度计算各所述弹簧单元的刚度系数；

[0010] 将所述刚度系数引入到所述弹簧单元内，得到优化后的局部有限元模型。

[0011] 可选的，通过对所述飞机舱门和机身模拟施加等效挤压力，获取飞机舱门和机身的等效刚度，包括以下步骤：

[0012] 获取飞机舱门和机身的装配模型，在所述装配模型中确定所述飞机舱门与机身的接触点；

[0013] 建立基于所述接触点的局部坐标系；

[0014] 在所述接触点处分别对所述飞机舱门和机身模拟施加等效挤压力；

[0015] 分别计算模拟施加等效挤压力后，所述飞机舱门的变形量和机身的变形量，所述飞机舱门的变形量即为其等效刚度值，所述机身的变形量即为其等效刚度值。

[0016] 可选的，飞机舱门的变形量指飞机舱门上的所述接触点沿其受到的等效挤压力方向的变形量，所述机身的变形量指机身上的所述接触点沿其受到的等效挤压力方向的变形量。可选的，建立基于所述接触点的局部坐标系，包括以下步骤：

[0017] 以所述接触点为坐标原点；以平行于所述飞机舱门边缘线的方向为X轴；

[0018] 以所述接触点的法线为Z轴，并按右手法则确定Y轴，以建立所述局部坐标系。

[0019] 可选的，所述等效刚度的计算采用有限元计算方法或试验测量法。

[0020] 可选的，建立飞机舱门与机身接触区域的局部有限元模型的步骤中，包括以下步骤：

[0021] 获取飞机舱门和机身的装配模型，在所述装配模型中确定所述飞机舱门与机身的接触点；

[0022] 以所述Y轴和Z轴构成的平面为剖面截取所述飞机舱门与机身的剖面图；

[0023] 以所述接触点为中心，截取局部剖面图，所述局部剖面图包含所述飞机舱门和机身的接触区域；

[0024] 沿X轴对所述局部剖面图进行轴向拉伸，构建局部模型实体结构有限元模型；

[0025] 根据飞机舱门和机身的实际材质，对所述局部模型实体结构有限元模型赋予材料属性，完成局部有限元模型的构建。

[0026] 可选的，材料属性包括密度、拉伸模量、剪切模量和泊松比。

[0027] 可选的，在所述局部有限元模型的飞机舱门和机身上设定弹簧单元的步骤中，包括以下步骤：

[0028] 分别在所述局部有限元模型的飞机舱门和机身上选定弹簧单元的安装点位；

[0029] 在所述Y轴方向上设置第一拉压弹簧单元，在所述Z轴方向上设置第二拉压弹簧单元，在所述X轴方向上设置扭转弹簧单元；

[0030] 设定所述第一拉压弹簧单元、第二拉压弹簧单元和扭转弹簧单元的弹性系数的初始值；

[0031] 可选的，刚度系数的生成条件为所述等效载荷与所述等效挤压力相等时，所述局部有限元模型中各部件的变形量等于其自身的等效刚度。

[0032] 可选的，将所述等效刚度引入上述局部有限元模型中计算各所述弹簧单元的刚度系数的步骤中，包括以下步骤：

[0033] 分别在所述局部有限元模型中的飞机舱门和机身上施加等效载荷，并分别获取飞机舱门和机身的挤压变形量；所述飞机舱门受到的等效载荷与其受到的等效挤压力相同，所述机身受到的等效载荷与其受到的等效挤压力相同；

[0034] 将所述飞机舱门的挤压变形量与其等效刚度进行比对，将所述机身的所述挤压变形量和等效刚度进行比对；

[0035] 若飞机舱门的比对结果相同，且机身的比对结果相同，则将各所述弹簧单元的弹性系数作为刚度系数；否则调整各所述弹性系数，重复分别在所述局部有限元模型中的飞机舱门和机身上施加等效载荷，并分别获取飞机舱门和机身的挤压变形量的步骤直至取得刚度系数。

[0036] 与现有技术相比，本申请具有以下有益效果：

[0037] 本申请所述的优化方法首先获取飞机舱门和机身的等效刚度，再建立飞机舱门与机身接触区域的局部有限元模型，并在上述局部有限元模型中设定弹簧单元；再通过对所述局部有限元模型模拟施加外等效载荷，并将变形量与等效刚度进行对比，以获取各所述弹簧单元的刚度系数；最后将刚度系数添加到所述局部有限元模型中以实现对所述局部有限元模型的优化；

[0038] 本申请通过在局部有限元模型中设定弹簧单元，并对局部有限元模型模拟施加等效载荷，在所述局部有限元模型中各部件的变形量与对应等效刚度相等时获取各个弹性单元的弹性系数；其中所述等效刚度为飞机舱门和机身的整体刚度，其代表了飞机舱门和机身的整体性能；而局部有限元模型是对飞机舱门和机身接触区域的局部结构特性的模拟，位于局部有限元模型中的弹簧单元则反映了在外部等效载荷作用下，接触点不同方向上的受力状态；

[0039] 将等效刚度引入到弹簧单元刚度系数的计算中，实现了飞机舱门和机身整体结构特性与飞机舱门和机身在接触点的受力状态的有机结合，从而在局部受力的分析中继承和反映了飞机整体结构刚度，提高了飞机舱门和机身装配接触力学的计算精度。

[0040] 同时优化后的局部有限元模型相对于飞机舱门和机身的有限元模型或整机的有限元模型而言，其能够大大降低有限元模型中的划分网格数量，从而提高计算机的计算效率。

附图说明

[0041] 图1为本申请实施例提供的一种飞机舱门与机身接触区局部有限元模型的优化方法的流程图；

[0042] 图2为设定有局部坐标系的飞机舱门与机身的装配示意图；

[0043] 图3为飞机舱门在接触点处的等效刚度；

[0044] 图4为机身在接触点处的等效刚度；

[0045] 图5为飞机舱门与机身的剖面图；

[0046] 图6为设定有弹簧单元的局部有限元模型；

[0047] 附图标记：1‑机身，2‑飞机舱门。

[0048] 本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

[0049] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0050] 需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

[0051] 在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0052] 另外，若本发明实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案或B方案或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

[0053] 实施方式1

[0054] 参照图1到图2，本申请公开了一种飞机舱门2与机身1接触区局部有限元模型的优化方法，包括以下步骤；

[0055] 在本实施方式中，将结合如图2所示的飞机舱门2和机身1结构对各个步骤进行对照说明；

[0056] S1、通过对所述飞机舱门2和机身1模拟施加等效挤压力，获取飞机舱门2和机身1的等效刚度；

[0057] S11、获取飞机舱门2和机身1的装配模型，并根据飞机舱门2和机身1的接触方式，在所述装配模型中选取接触点；

[0058] 如图2所示，根据实际工况，选择A点位置作为接触点；其中在飞机舱门2上标定为A，在机身1上标定为Aˊ；

[0059] S12、建立基于所述接触点的局部坐标系；

[0060] 以A点作为局部坐标系原点；所述局部坐标系的X轴过A点，且与所述飞机舱门2的轴向方向平行；

[0061] 所述局部坐标系的Z轴平行于飞机外形曲面在A点处的法线方向（该方向也平行于飞机舱门2和机身1的接触力方向）；

[0062] 所述局部坐标系的Y轴按右手定则确定。

[0063] 局部坐标系的具体布置如图2所示；

[0064] 上述局部坐标系的建立能够为后续计算和弹簧单元的设置提供参考系，从而实现各个参数之间的快速对应，有利于简化整个计算程序，保证计算的精度。

[0065] S13、在所述接触点处分别对所述飞机舱门2和机身1模拟施加等效挤压力；

[0066] 采用有限元仿真计算方法，沿所述局部坐标系的Z轴分别对所述飞机舱门2和机身1分别模拟施加等效挤压力，飞机舱门2和机身1的等效挤压力大小相等，方向相反；

[0067] 在本实施方式中，等效挤压力选取100N/mm，等效挤压力的具体取值根据实际需要灵活选定；

[0068] S14、分别计算模拟施加等效挤压力后所述飞机舱门2和机身1的变形量，所述飞机舱门2的变形量即为其等效刚度值，所述机身1的变形量即为其等效刚度值;

[0069] 通过有限元仿真计算方法计算飞机舱门2在受到等效挤压力后的变形量，上述变形量是指飞机舱门2的接触点（A点）在等效挤压力方向上的变形量；基于局部坐标系，将所述变形量转化为各个轴上的变形分量UX1、UY1和UZ1，其中X、Y和Z分别表示局部坐标系的X轴、Y轴和Z轴，数字1表示飞机舱门2的编号；所述UX1、UY1和UZ1即为飞机舱门2的等效刚度；

[0070] 通过有限元仿真计算方法计算机身1在受到等效挤压力后的变形量，上述变形量是指机身1的接触点（Aˊ点）在等效挤压力方向上的变形量；基于局部坐标系，将所述变形量转化为各个轴上的变形分量UX2、UY2和UZ2，其中X、Y和Z分别表示局部坐标系的X轴、Y轴和Z轴，数字2表机身1的编号；所述UX2、UY2和UZ2即为机身1的等效刚度；

[0071] 如图3和图4所示，从图中可以看出，飞机舱门2在A点的各变形分量为Ux=0.164mm、Uy=‑2.292mm、Uz=14.887mm；上述参数即为飞机舱门2的等效刚度；机身1在A点处的各变形分量为Ux=0.006mm、Uy=‑0.080mm、Uz=6.030mm，上述参数即为机身1的等效刚度。

[0072] 通过将变形量转化为局部坐标系各个轴上的变形分量，其与后续的各个轴上的弹簧单元相对应，其一方面能够将变形量与多个弹簧单元对应，简化计算；另一方面能够准确标定各个弹簧单元对应的变形分量，进而避免整体带入变形量带来的计算误差，提高计算精度；

[0073] S2、建立飞机舱门2与机身1接触区域的局部有限元模型；

[0074] S21、获取飞机舱门2和机身1的装配模型，在所述装配模型中确定所述飞机舱门2与机身1的接触点；

[0075] 本步骤获取的装配模型和接触点即为步骤S11中的装配模型和接触点；

[0076] S22、以所述Y轴和Z轴构成的平面为剖面截取所述飞机舱门2与机身1的剖面图；

[0077] 在所述装配模型中，以Y轴和Z轴构成平面作为切割面切割所述装配模型，并提取所述装配模型在所述切割面内的剖面图；

[0078] S23、以所述飞机舱门2与机身1的接触点为中心，截取局部剖面图，所述局部剖面图包含所述飞机舱门2和机身1的接触区域；

[0079] 以局部坐标系的原点（A点）为圆心，在所述剖面图中截取所述飞机舱门2和机身1接触区域的局部剖面图，其中所述局部剖面图需要包含整个接触区域；局部剖面图的具体结构如图5所示；

[0080] S24、沿X轴对所述局部剖面图进行轴向拉伸，构建局部模型实体结构有限元模型；

[0081] 由于局部剖面图为二维结构的平面图，因此为了得到具有实体结构的有限元模型，需要对所述局部剖面图进行拉伸，其中拉伸方向与所述局部坐标系的X轴平行，可以沿X轴的任一方向拉伸，也可以在两个方向上同步拉伸，在本实施方式中，其拉伸总长度为1mm，具体的拉伸长度需根据计算精度实际确定；

[0082] S25、根据飞机舱门2和机身1的实际材质，对所述局部模型实体结构有限元模型赋予材料属性，完成局部有限元模型的构建。

[0083] 在步骤S24得到的局部有限元模型中，确定飞机舱门2包含的零部件，同时确定机身1包含的零部件；其中在本实施方式中，飞机舱门2包含有舱门蒙皮和舱门橡胶套，机身1包括机身1蒙皮和机身1金属口框；所述舱门蒙皮和机身1蒙皮为单向碳纤维层压板，所述房门橡胶套为橡胶，机身1金属口框为铝合金；

[0084] 根据各个材料的材质，将各个材料的材料属性参数输入到所述局部有限元模型中，所述材料属性参数包括密度、拉伸模量、剪切模量和泊松比；

[0085] S3、在所述局部有限元模型的飞机舱门2和机身1上设定弹簧单元；

[0086] S31、分别在所述局部有限元模型的飞机舱门2和机身1上选定弹簧单元的安装点位；

[0087] 在所述局部有限元模型中，将飞机舱门2和机身1上的安装点位设置于飞机舱门2和机身1相互背离的一端端面；同时在具体安装点位的选择上，以飞机舱门2或机身1的端面质心作为最终的安装点位；

[0088] S32、在所述Y轴方向上设置第一拉压弹簧单元，在所述Z轴方向上设置第二拉压弹簧单元，在所述X轴方向上设置扭转弹簧单元；

[0089] 在所述飞机舱门2的安装点上设置第一拉压弹簧单元、第二拉压弹簧单元和扭转弹簧单元，其中所述第一拉压弹簧单元的方向与所述局部坐标系的Y轴相同，第二拉压染黄单元的方向与所述局部坐标系的Z轴方向相同，所述扭转弹簧单元的方向与所述以局部坐标系的X轴方向相同；

[0090] 重复上述步骤在机身1上设置相应弹簧单元；各所述弹簧单元的分布如图6所示，其中，所述KjsL2、KjsL3、KcmL2、KcmL3为拉压弹簧，可以承受拉伸或者压缩载荷；弹簧单元KjsN1、KcmN1为螺旋弹簧，可以承受扭矩；其中所述数字1表示扭转弹簧单元的编号，2表示第一拉压弹簧单元的编号，3表示第二拉压弹簧单元的编号；所述N表示扭转弹簧单元，L表示拉压弹簧单元，js表示机身1，cm表示舱门；

[0091] 根据实际情况设置弹簧单元KjsL2、KjsL3、KjsN1、KcmL2、KcmL3、KcmN1的弹性系数为kjsL2、kjsL3、kjsN1、kcmL2、kcmL3、kcmN1。

[0092] S33、设定所述第一拉压弹簧单元、第二拉压弹簧单元和扭转弹簧单元的弹性系数的初始值；

[0093] 根据需要设定步骤S32中的所述弹性系数为kjsL2、kjsL3、kjsN1、kcmL2、kcmL3、kcmN1的初始值，上述初始值根据经验设定；

[0094] S4、对设定有弹簧单元的局部有限元模型施加等效载荷，并结合所述等效刚度计算各所述弹簧单元的刚度系数；

[0095] S41、分别在所述局部有限元模型中的飞机舱门2和机身1上施加等效载荷，并分别获取飞机舱门2和机身1的挤压变形量；所述飞机舱门2受到的等效载荷与其受到的等效挤压力相同，所述机身1受到的等效载荷与其受到的等效挤压力相同；

[0096] 分别在所述局部有限元模型的飞机舱门2和机身1上施加等效载荷，其中所述飞机舱门2受到的等效载荷与在步骤S13中施加的等效挤压力方向相同，大小相等，均为100N/mm；所述机身1受到的等效载荷与在步骤S13中受到的等效挤压力方向相同、大小相等，均为100N/mm；两所述等效载荷的作用点均为接触点，即A点和Aˊ点；

[0097] S42、将所述飞机舱门2的挤压变形量与其等效刚度进行比对，将所述机身1的所述挤压变形量和等效刚度进行比对；

[0098] 在所述飞机舱门2和机身1受到等效载荷后，分别记录飞机舱门2和机身1的接触点在等效载荷方向上的变形量，并将其转换为在局部坐标系各个方向上的变形分量UˊX1、UˊY1、UˊZ1、UˊX2、UˊY2和UˊZ2；

[0099] 将UˊX1、UˊY1、UˊZ1、UˊX2、UˊY2和UˊZ2分别与提取步骤S14中飞机舱门2和机身1的等效刚度值UX1、UY1、UZ1、UX2、UY2和UZ2；将所述UˊX1与UX1进行比对，同时按照编号将后续各个参数进行对应比对；

[0100] S43、若飞机舱门2的比对结果相同，且机身1的比对结果相同，则将设定的各所述弹性系数作为刚度系数；否则调整各所述弹性系数，并重复分别在所述局部有限元模型中的飞机舱门2和机身1上施加等效载荷，并分别获取飞机舱门2和机身1的挤压变形量的步骤直至取得刚度系数；

[0101] 若满足UˊX1=UX1、UˊY1=UY1、UˊZ1=UZ1、UˊX2=UX2、UˊY2=UY2且UˊZ2=UZ2，则比对结束，同时提取此时各弹簧单元的弹性系数作为刚度系数{kjsL2、kjsL3、kjsN1、kcmL2、kcmL3、kcmN1}；若第一次比对即满足上述条件，则在步骤S33中设定的初始值即为刚度系数；

[0102] 若不满足上述条件，则调整各个弹簧单元的弹性系数，再重复步骤S41直至满足上述条件为止，提取此时各个弹簧单元的弹性系数作为刚度系数{kjsL2、kjsL3、kjsN1、kcmL2、kcmL3、kcmN1}；

[0103] S5、将所述刚度系数引入到所述弹簧单元内，得到优化后的局部有限元模型进行。

[0104] 以设置有弹簧单元的局部有限元模型为对象，将步骤S43中得到的刚度系数{kjsL2、kjsL3、kjsN1、kcmL2、kcmL3、kcmN1}分别赋予相应的弹簧单元，即可得到优化后的局部有限元模型。

[0105] 现有技术中，可以通过构建整个飞机舱门和机身的有限元模型进行计算，但是由于接触点尺寸太小，因此需要设置足够精度的网格以满足计算要求，但是其会导致计算机的计算量急剧增大，不利于程序简化，同时也对硬件设备有较高的要求，且计算时间较长，不利于提高工作效率；而如果采用局部有限元模型进行计算，则与飞机舱门和机身的整体结构没有联系，其计算精度较差；

[0106] 而在本申请所述技术方案中，所述等效刚度为飞机舱门和机身的整体刚度，其代表了飞机舱门和机身的整体性能；而局部有限元模型是对飞机舱门和机身接触区域的局部结构特性的模拟，位于局部有限元模型中的弹簧单元则反映了在外部等效载荷作用下，接触点不同方向上的受力状态，通过等效刚度与局部变形量相等作为纽带，将等效刚度引入到局部有限元模型的优化中，实现了飞机舱门和机身整体结构特性与飞机舱门和机身在接触点的受力状态的有机结合，从而在使得在计算飞机舱门与机身装配接触局部区域的力学行为时，有限元模型及计算结果能够准确继承和反映飞机整体结构刚度对飞机舱门与机身装配接触局部区域力学行为的影响，计算结果准确可靠。

[0107] 以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所做的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。