基于MSC.Nastran的机翼有限元颤振分析
基于MSC Nastran的全机平衡计算
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｂａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｂ ａ ｌ ａ ｎ ｃ ｅ ｏ ｆ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ｉ ｎ ｌｉ ｆ ｇ ｈ ｔ ，ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ｆｔ ａ ｍｏ ｔ ｉ ｏ ｎ ｅ ｑ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ａ ｒ ｅ ｓ ｏ ｌ ｖ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｌ ｏ ａ ｄ ｓ ｏ ｎ ｅ ａ ｃ ｈ ｎ ｏ ｄ ｅ ａ ｒ ｅ ｏ ｂ ｔ ａ ｉ ｎｅ ｄ． Ａｃ ｃ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｔ ｈｅ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ，ｔ ｈｅ ｉ ｎ ｅ ｒ ｔ ｉ ａ ｒ ｅ ｌ ｉ ｅ ｆ ｉ ｓ ｕ ｓ ｅ ｄ ｔ ｏ ｓ ｏ ｌ ｖ ｅ ｔ ｈ ｅ ｗｈ ｏ ｌ ｅ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ｆｔ ａ ｂ ａ ｌ ａ ｎ ｃ ｅ，ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｎ ｔ ｈ ｅ ｃ ｌｃ ａ ｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｄｉ ｓ ｐ ｌ ａ ｃ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｓ ａ ｒ ｅ ｃ ｏ ｍｐａ ｒ ｅ ｄ ｗｉ ｔ ｈ ｔ ｅ ｓ ｔ ｖ ａ ｌ ｕ ｅ ｓ ｆ ｏ ｒ
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Ｋｅ ｙ ｗｏｒ ｄｓ ：ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ；ｂ ａ ｌ ａ ｎ ｃ ｅ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ；ｉ ｎ ｅ ｔｉ ｒ ａ ｒ ｅ ｌ ｉ ｅ ｆ
算 的累积 误差 使得 寻求一 个完 全平 衡 的外载 荷力 系 的工 作刻 不 容缓 ．
收稿 日期 ： ２ ０ １ ３ — ０ ４ — 头 ； 研 究 尾翼 ， 可增 加 机 身 过 渡段并 约束 ． 在工 程范 围 内可 以接 受 ， 但 不 是非 常合
机翼有限元模型振动和颤振特性分析
第15卷增刊计算机辅助工程 V ol. 15 Supp1. 2006年9月COMPUTER AIDED ENGINEERING Sep. 2006 文章编号：1006-0871(2006)S1-0053-03机翼有限元模型振动和颤振特性分析刘成玉，孙晓红，马翔(中航第一飞机设计研究院，陕西西安 710089)摘 要：采用MSC Patran，MSC Flds建立某型飞机机翼的动力学有限元模型. 应用MSC Nastran中求解序列SOL 103对其进行固有模态分析，利用求解序列SOL 145进行颤振分析.通过分析得到该机翼的振动和颤振特性，为飞机研制提供依据.关键词：机翼；结构动力学；有限元模型；振动；颤振；MSC Nastran中图分类号：V215.34; TP391.9文献标志码：A0 引言飞机结构的振动和颤振分析需要建立结构动力有限元模型，模拟结构的刚度和惯量，从而确定飞机结构的固有动力特性. 首先采用MSC Patran建立了机翼的结构动力学有限元模型，应用MSC Flds 中的气动弹性模块建立非定常气动力计算模型，然后使用MSC Nastran进行模态分析和颤振特性分析，计算结果有待试验的进一步验证.1 机翼结构动力学有限元模型的建立在机翼静力分析有限元模型的基础上，按照机体结构传力路线进行简化，并加入质量特性，生成动力学有限元模型.1.1 质量特性的加入由于静力分析的有限元模型与动力分析模型不同，需要经过必要的修改和转换. 在熟悉静力模型各个部件所采用的有限单元和材料特性的基础上，给材料特性卡加上密度项使模型具备质量特性（质量、质心、惯量），然后再对模型进行质量估算和振动分析.利用MSC Patran软件对静力模型进行修改，首先把机翼模型拆分为8个部分，即外翼盒段、固定前缘、固定后缘、翼梢小翼、内襟翼、外襟翼、副翼和缝翼，并生成相应的模型文件；然后逐一对各个部件加入材料密度或是集中质量，使各个部件的质量特性与真实结构的质量特性尽可能一致. 系统及燃油质量，用集中质量卡（CONM2）施加于相应质心上，并用MPC元约束在主盒段上. 经过调整后的有限元模型结构质量特性与目标值是一致的.1.2 局部模态的消除将添加了质量特性的单机翼有限元模型在飞机对称面处固支，进行机翼的振动特性分析以检查是否有局部的模态存在. 通常消除局部模态所用的方法为：消去模型中一些元素（如劲力模型中的虚杆、虚板等元素），或者加上必要的约束. 经过不断修改和调整模型，使得在感兴趣的频率范围内不出现局部模态. 对于本次计算而言，感兴趣模态包括机翼一弯、机翼二弯、机翼一扭、小翼弯曲、副翼旋转等. 最后形成的机翼动力学有限元模型见图1.图 1 机翼动力学有限元模型2 模态分析将单机翼动力学有限元模型在飞机对称面处固支，应用MSC Nastran求解序列SOL 103对机翼基本设计状态（机翼油箱无油情况）进行振动模态分析，再用MSC Patran进行后处理. 各主要振动模态的计算频率值见表1；各主要振动模态的振动形态见图2～图7.54 计 算 机 辅 助 工 程 2006年表 1 机翼固有频率计算结果模态阶数模态名称 计算频率/Hz1 机翼一弯 3.332 机翼水平一弯 8.463 机翼二弯 9.404 机翼三弯 15.165 机翼一扭 19.586 小翼弯曲 22.517 机翼水平二弯 24.548 机翼二扭 27.17 9副翼旋转28.77图 2 机翼1阶弯曲模态图 3 机翼2阶弯曲模态图 4 机翼3阶弯曲模态图 5 机翼1阶扭转模态图 6 翼尖小翼弯曲模态图 7 副翼旋转模态3 颤振特性分析3.1 机翼颤振计算气动分区及网格划分应用MSC Flightloads 中的气动弹性模块，将机翼划分为6个气动分区，其中副翼、翼尖小翼单独分区；机翼的主翼面分别从内、外襟翼的分界处，襟翼、副翼分界处，副翼外边界及翼尖小翼根部划分. 机翼的气动分区及网格划分见图8.图 8 机翼气动分区及网格划分3.2 机翼基本设计状态的颤振分析应用MSC Nastran 求解序列SOL 145对机翼有限元动力模型进行变飞行高度的颤振计算. 颤振计算结果见表2，在飞行零高度下的颤振计算v-g-f 曲线见图9. 飞行高度在2 200 m 计算颤振速度V f 为324.60 m/s ，则当量颤振速度V Fdl 为：V Fd1=28.291986.0/225.1/60.324//0==ρρf V m/s 从表2和图9可见机翼颤振机理主要是以机翼一扭模态为主、机翼弯曲模态参与的耦合型颤振.表 2 机翼基本设计状态变飞行高度颤振计算结果飞行高度/m 0 2200 7300 10688 颤振速度Vf/m·s －1 296.47324.60 412.0 497.07颤振频率/Hz16.0216.00 15.91 15.85当量颤振速度/ m·s －1296.47291.28 281.62 276.15颤振机理机翼弯扭型颤振增刊 刘成玉，等：机翼有限元模型振动和颤振特性分析 55f (H z )V (m/s)图 9 机翼基本设计状态（机翼无油、飞行0高度）v-g-f 曲线4 结束语建模中往往存在某些不确定的因素，如果模型建立的比较合理，用MSC Nastran 可以给出非常接近实际的结果. 对机翼结构做动态特性分析，要做到从理论上准确计算固有频率，必须构建出一个精确的动力学有限元模型，而建模及分析的准确性，必须用试验加以验证. 在目前质量和刚度分布数据条件下，通过对机翼有限元模型的振动和颤振特性分析，可以看出机翼的颤振机理是以机翼一扭为主、弯曲模态参与的突发型颤振；基本设计状态下机翼颤振特性符合颤振包线的要求.参考文献：[1] MSC Patran User’s Manual[K].[2] MSC Nastran Quick Reference Guide[K].[3] MSC Nastran Aeroelastic Analysis User’s Guide[K].（编辑 廖粤新）。
Nastran软件在某型号飞机颤振模型中的应用
Nastran软件在某型号飞机颤振模型中的应用Application of Nastran in Certain Type Airplane Flutter Model陈文(上海飞机设计研究院，上海，200232)摘要：飞机颤振模型高速风洞试验由于高动压、高频率和有限防护等原因，在接近颤振点时，稍有不慎就会破坏模型，具有极大的风险。
用有限元方法对试验颤振点进行预估是降低风险的手段之一。
本文借助某型飞机T尾构型高速颤振模型，利用Nastran软件亚音速颤振分析模块来预测试验中0.7马赫颤振点，为风洞参数设置提供依据、确保获取试验数据及保证模型安全。
Abstract: As a result of high pressure, high frequency and limited protection, the airplane flutter model is easily broken down when it approaches the flutter point in high speed wind tunnel test. Forecasting flutter point in test with Finite Element Method is one way of reducing test risk. In this paper, for the sake of providing gist of parameter settings, acquiring the test data and insuring the flutter model safety, subsonic flutter analysis module of Nastran is used to forecast the 0.7 mach flutter point in virtue of certain type airplane T-tail configuration high speed flutter model.关键词：Nastran，颤振，预测，亚音速Keyword: Nastran, flutter, forecast, subsonic1 前言飞机在飞行过程中，到达某一速度时，由于气动力与惯性力、弹性力相互耦合，引起结构运动发散，导致颤振破坏。
复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析(精)
复合材料大展弦比机翼动力学建模与颤振分析谢长川 , 张欣 , 陈桂彬(, 摘要 :, 的重要任务。
, 、模型修正、。
本文使用 MSC/NASTRAN 软件 , 在复合材料大展弦比机翼的 , 、相关试验结果反复修改得到合理的机翼结构动力学有限元模型 , 固有振动计算中采用动力减缩方法消除局部模态并提高计算精度 , 采用亚音速偶极子格网法求解非定常气动力 , 并对单独机翼进行了发散和颤振计算分析。
关键词 :气动弹性 ; 复合材料 ; 大展弦比机翼 ; 颤振 ; 非定常气动力Dynamic Modeling and Flutter Analysisfor H igh -Aspect -R atio Composite WingX ie Changchuan , Zhang X in , Chen G uibin(C ollege of Aviation Science &Engineering , Beijing University of Aeronautics&Astronautics , Beijing 100083, ChinaAbstract :F or the broad usage of com posite in new aviation structures , the engineering aeroelastic m odeling and analysis of com posite wing are im portant aspects in aircraft design 1By using an aeroelasticity theory and method , structure m odeling with FE M , m odel correction , natural vibration calculation , diver 2gence and flutter analysis were done 1Based on the structure drawing and related test results , the staticanal 2ysis m odel was m odified iteratively to get a rational dynamic m odel 1Using MSC/NASTRAN , the dynamic reduction method was applied to av oid local m odes and prom ote calculation accuracy 1The divergence and flutter analysis for a com posite wing were done in the evaluation of unsteady aerodynamics by subs onic dou 2ble lattice method 1K ey w ords :aeroelasticity ; com posite ; large aspect ratio wing ; flutter ; unsteady aerodynamic全复合材料大展弦比飞机的气动弹性研究在我国还是一个崭新的研究课题 , 其中复合材料建模技术以及由此带来的特殊问题需要认真对待。
机翼振动模态试验与颤振分析
机翼振动模态试验与颤振分析1 引言高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。
由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。
大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，如机翼结构的静气动弹性发散、颤振等等。
这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，甚至极为有害，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。
气动弹性问题又分为静气动弹性问题和动气动弹性问题。
在动气动弹性问题领域中最令人关注的是颤振问题。
颤振现象是气动力、结构弹性力和惯性力三者耦合的结果。
所以颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。
在对机翼进行颤振特性的数值计算时，颤振计算结果的正确性和精确性取决于机翼各阶固有振动模态的精确性。
真实机翼的固有模态可以通过模态试验测得。
根据颤振数值计算过程的需要，参与计算的各阶模态必须正交，而试验测得的模态并不严格正交，且因为结构阻尼的存在，模态通常为复数。
有一种处理方法是通过取幅值，把各阶模态变为实模态，然后对求得的广义质量阵、刚度阵进行修正，使其变为对角阵从而方便数值计算;另一种方法是直接建立机翼的有限元模型，通过数值计算求得固有模态(满足正交性)，但是计算所得模态的正确性需要通过模态试验进行验证。
在实际工程中，通常采用第二种方法，本文也采用这种方法的思路。
本文研究对象为一个大展弦比平板机翼模型：一块半展长 1 米，弦长0.12 米，厚度1.8毫米的铝板，边界条件为根部固支。
2 模态数值分析有限元模型作为颤振分析的基础，也是试验模态结果正确性验证的重要参考。
另外根据计算所得的各阶主要模态的节线位置，可以确定传感器测量点和激振点的布放位置(尽量将激振点和测量点放置在远离各阶节线的位置，如果正好在某阶节线上，则该阶模态无法激励出或测量不到)。
所以在试验前须根据实际结构建立一个能够充分反映结构质量、刚度特性的有限元模型。
使用Nastran 有限元计算软件进行根部固支状态下的振动模态计算，得到结果如表 1 所示。
基于MSC.Nastran的全尺寸无人机动态特性有限元分析
图 ５机翼蒙皮有限元模 型
２１ ．２机身结构有限元 建模 ． 利用 ＭＳ ．ａｒｎ建立机 身蒙皮有限元模型 ， ＣＰ ｔ ａ 如图 ２所示 ； 身承力 机 框架有限元模型 ， 如图 ３所示 ； 机身框架抗剪 腹板有 限元模 型 ， 图 ４ 如
所示 。
２２机翼结构分析及有 限元建模 ห้องสมุดไป่ตู้． ２２１ 翼 结 构 分析 ．． 机 飞行 中机翼主要受空气 动力 、 机翼结构质量力 、 部件及装载质量力
机机身 、 机翼及 Ｖ形尾翼等部件结构 的 Ｆ Ｍ模型 ， Ｅ 并组装成全 尺寸无 人机 Ｆ Ｍ模型。然后调整全机有限元模型的质量特性 ， Ｅ 使其满足设计 要求 。最后利用 ＭＳ ．ａｔ ｎ ＣＮ ｓｒ 进行全机模态分析 ， ａ 得到全机的固有频率 和振型。 为进一步的结构动力学设计和全尺寸结构动力试验提供依据。
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基于 ＭＳ ． ａ ｔａ ＣＮ ｓｒｎ昀坌尺寸无人相动态特性有限元分析
中国民航 大学航 空工程 学 院 王莉 平 王 轩 黄 彦
［ 摘 要］ 以某型无人机研 制为背景 ， 用 ＭＳ ａ ａ 利 ＣＰ ｔ ｎ建立 了全尺寸无人机有限元模 型， ｒ 调整结构质量特性使其 与设计参数一致 ， 利 用 ＭＳ Ｎａｔ ｎ计算全机模 态， Ｃ． ｓ ａ ｒ 得到全机的 固有频 率和振型。 结果分析表 明： 采用高模 量的碳纤维复合材料结构对于提 高机翼 、 尾翼 刚度和 改善飞机性能具有重要作 用。为无人机 全机 结构动态特性试验和设计提供 了依据 。 ［ 关键词 ］ 无人机 有限元分析 固有频率 振 型
图 ２机身蒙皮有限元模 型
图 ３机身承力框架有 限元模型
图 ４机身框架腹板有限元模型 ２２２机翼 结构有 限元建模 ．－
大展弦比机翼气动颤振的有限元分析
点ｃ，引入一组辅助变量秽：ｃ），口｛ｃ），…，秽｛”（在Ｍｓｃ．Ｎａｓ．
ｔｒａｎ模型中，辅助变量用ｓＰＯＩＮＴ表示）。参照关系式
Ｋ＋三ｕ。，∑，％ｕ－－∑。￡，。ｚ∑。…￡，。ｔ∑。
∑。嵋 ∑。醍
；
（５），在节点ｃ的位移分量Ｈ¨’与辅助变量秽｝“，秽ｉ“，
∑。
ｏ
ｏ
… …
ｏ ｏ
…，口∥之间，用Ｎａｓｔ啪的直接矩阵输入方式（ＤＭＩＧ），
用于非线性非定常气动力的建模，建立起具有积分形 式的气动力降阶模型，气动力计算精度高，并在一定程 度上实现了气动力与结构的解耦‘６‘７ Ｊ，但是积分形式 的气动力不属于传统的结构激励载荷，从而造成计算 复杂。本文的目的是在以积分形式表示的非定常气动 力的基础上，在时域内将非定常气动力表示为与结构 动力学方程一致的二阶常微分方程，从而将非定常气 动力对结构的影响表示为对结构的附加质量、刚度和 阻尼，并以此为依据在物理坐标下直接对结构进行修 改，实现气动力与结构的解耦，在保留结构完整的动力
ａｓ
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如，够＾』＝１０
［２］ｃｈｅｎ
ｘ Ｙ，ｚｌｌ￡ｍ Ｇ ｃ，Ｈｕ ｚ Ｊ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ Ｓｉｍｕｌ砒ｉｏｎ ｏｆ ｎｏｗ
一种改进的基于NASTRAN的抖振响应工程计算方法
基于NASTRAN的抖振响应工程计算方法吴谦1杨智春2李斌2（1上海飞机设计研究院，上海，200232）（2西北工业大学航空学院，西安，710072）摘要：本文首先基于经典的随机振动理论和气弹分析方法，给出了工程适用的抖振响应估计方法。
该方法使用刚性模型测得翼面上的抖振脉动压力载荷作为抖振响应计算的输入激励，应用经典的偶极子网格法来考虑气弹耦合效应所引起的非定常气动力贡献，并将这两部分气动载荷同时作用在弹性翼面结构上，应用随机振动响应计算方法，估计翼面的抖振响应。
本文分析了NASTRAN在突风响应计算方面的功能，对比分析了突风响应计算和抖振响应计算之间的异同特征，提出了一种利用NASTRAN的突风响应计算模块和随机响应计算模块，通过DMAP语言进行程序二次开发，适当修改相关求解流程实现抖振响应计算的方法。
动力学相似模型的试验结果与仿真计算结果进行了对比，证明了方法的正确性和可行性。
关键词：抖振，突风响应，气动弹性，NASTRANAnalysisofTheEngineeringCalculationMethodForBuffetingResponse Based on NastranWu Qian1,yangzhichun2,libin2(1.ShanghaiAircraft Design And Research Institute,Shanghai,200232,China)(2.School of Aeronautics,NorthwesternPolytechnical University,Xi’an,710072,China) [Abstract] Based on classical random vibration theory and aeroelastic analysis method, This paper proposed a buffet response prediction method. This method uses power spectral density of fluctuation pressure obtained from wind-tunnel test of a rigid scale-model as external excitation, and aerodynamic load due to wing motion can be calculated using the subsonic `doublet-lattice lifting surface method. Applying the fluctuation pressure and the aerodynamic load on the flexible wing structure, the wing buffeting response could be predicted using random vibration response calculation method. This paper analysis the gust response computation module of NASTRAN, and then the differences between gust response computation and buffet response computation were discussed. A modification method to realize the calculation of buffeting response by using the DMAP language to adjust the gust response computational procedures and the random response computational procedures of NASTRAN was proposed. A numerical example was compared with the dynamics similarity test to validate the feasibility of the proposed method.1引言抖振是指飞行器结构的某些部件由于气流中的非定常分离流激励所引起的强迫振动。
基于Nastran的无人机机翼结构分析与优化
基于Nastran的无人机机翼结构分析与优化姜银方;郭学伟【摘要】对打样设计中采用蒙皮、翼梁和翼肋结构的机翼,通过UG建立模型,运用Nastran软件进行有限元分析,确定其满足强度和刚度要求.对机翼结构部件进行灵敏度分析,确定蒙皮是对机翼性能影响最大的设计变量,并将其作为优化对象.在保证机翼结构强度和刚度的条件下,对蒙皮轻量化设计,得到蒙皮对机翼性能影响规律及最优蒙皮厚度.优化后机翼质量减轻37.19％.【期刊名称】《机械制造》【年(卷),期】2016(054)008【总页数】4页(P12-14,18)【关键词】机翼;灵敏度;轻量化;有限元分析【作者】姜银方;郭学伟【作者单位】江苏大学机械工程学院江苏镇江212013;江苏大学机械工程学院江苏镇江212013【正文语种】中文【中图分类】TH123;V214无人机是当今世界航空航天领域发展的大热点，全球都在加大无人机的研发力度，我国也出台了相关政策大力鼓励航空航天事业的发展。
机翼作为无人机主要的传力和承力结构，承担了无人机大约70%的气动载荷，是主要的升力部件，其结构性能对整个无人机的飞行性能起着决定性的作用［1］。
因此，在保证机翼结构刚度和强度的前提下，机翼结构的轻量化设计是无人机优化设计的重点。
机翼按翼梁的结构形式可分为单梁式机翼、双梁机翼和多梁式机翼3种［2］。
笔者研究的无人机机翼模型是双梁式机翼，采用薄蒙皮、翼梁和翼肋结构，确定模型初步设计尺寸，通过UG建立机翼的三维模型。
模型确立后，基于Nastran有限元软件，确定打样设计的机翼满足强度和刚度要求，并对机翼蒙皮、翼梁和翼肋的设计参数进行灵敏度分析［3］。
最后，在保证机翼结构强度和刚度的条件下，对机翼蒙皮进行厚度研究，为机翼的设计与优化提供一定的参考。
1.1 主要设计参数总设计要求为：在保证机翼结构安全、功能可靠的前提下，实现机翼结构的轻量化设计。
无人机模型采用双梁式机翼结构，最大巡航速度为170 m/s，最大升限为7 000 m。
MSCNASTRAN 颤振分析模块使用说明
1.MSC/NASTRAN 颤振分析模块使用说明1.1.颤振分析模块颤振分析模块考虑结构气动弹性问题的动力稳定性。
它可以分析亚音速或超音速流，提供五种不同的气动力理论，包括用于亚音速的Doublet Lattice理论、Strip 理论以及用于超音速的Machbox理论、Piston理论、ZONA理论等。
对于稳定性分析，系统提供三种不同的方法：二种美国方法(K法，KE法)和一种英国方法(PK 法)，输出结果包括阻尼、频率和每个颤振模态的振型。
本说明仅以亚音速Doublet Lattice理论为例。
1.2.建模的一般流程其中结构有限元建模技术较为普及，不予说明。
升力面建模和颤振分析文件以填卡较为实用，大致包括：1)建立气动坐标系；2)设定影响体；3)选择颤振解法；4)给出飞行环境；5)给出马赫数和减缩频率系列；6)设定求解参数，如参与耦合的频率范围或模态数；7)选择适当的气动理论，定义升力面几何及分网信息。
至此完成升力面建模，下一步定义结构结点与升力面单元的耦合，即选择适当的样条将升力面结点同结构结点联系起来。
其中升力面结点是在定义升力面后由系统自动生成的，定义样条时直接引用升力面单元号；所以我们需要做的是将参与耦合的结构结点定义为一个集合，以便在样条定义中引用。
1.3.数据文件组织形式颤振分析模型数据文件遵循固定格式：设定求解时间、标题等；设置求解采用的特征值解法和颤振解法；输入模型数据即结构刚度和质量数据，还有升力面模型数据。
结构模型和升力面模型可以分别是独立的数据文件，只在颤振分析文件中将其包括进来。
下面以一个简单的例子(HA145B)来实现上述过程，并对颤振分析常用的卡片做简略介绍。
1.3.1.升力面模型文件$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$定义气动坐标系， 其X轴正向为来流方向（即将被AERO卡片引用）。
折叠机翼的参数化气动弹性建模与颤振分析
折叠机翼的参数化气动弹性建模与颤振分析倪迎鸽;侯赤;万小朋;赵美英【摘要】As for the characteristics of a folding wing, a parametric aeroelastic model for flutter analysis is proposed in this paper. Parametric structural model is achieved based on modal synthesis method. Parametric aerodynamic model is established using doublet lattice method. And the flutter boundary prediction of an aeroelastic system is e?laborated using Gram matrix norm. The fully extended and completely folded configurations are taken as examples. The results of this method are compared with those of eigenvalue method to verify the correctness. Some analyses of different folding angles are performed. Flutter boundary is very sensitive to the folding angle. With increasing folding angle, the flutter mode changes. Higher modal damping ratio can raise flutter speed and delay flutter phenomenon.%针对折叠机翼的特点建立了颤振分析的参数化气动弹性模型. 参数化的结构模型基于模态综合法实现;参数化的气动力模型采用偶极子网格法建立;并且阐述了基于Gram矩阵范数对于气动弹性系统颤振边界的预测方法. 以折叠机翼完全展开和完全折叠构型为例,将文中方法获得的颤振边界与特征值法获得的结果进行了对比,验证了该方法的正确性. 通过对不同折叠角度下的颤振边界的分析可以得出:颤振边界对折叠角度很敏感;随着折叠角度的增加,颤振模态发生了变化;较高的结构模态阻尼比可以提高颤振速度,推迟颤振现象的发生.【期刊名称】《西北工业大学学报》【年(卷),期】2015(033)005【总页数】6页(P788-793)【关键词】折叠机翼;Gram矩阵;参数化模型;气动弹性;颤振【作者】倪迎鸽;侯赤;万小朋;赵美英【作者单位】西北工业大学航空学院,陕西西安 710072;西北工业大学航空学院,陕西西安 710072;西北工业大学航空学院,陕西西安 710072;西北工业大学航空学院,陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V2714变体飞机可以根据不同的飞行任务改变构型,因此,受到了极大关注[1]。
飞机T型尾翼颤振计算的若干关键问题
飞机T型尾翼颤振计算的若干关键问题杨飞;杨智春【摘要】由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响.从T型尾翼的工程颤振分析出发,讨论了T型尾翼颤振计算中的若干关键问题,阐述了T型尾翼颤振特性的特点和影响T型尾翼颤振特性的关键参数,分别介绍了现有的几种T型尾翼颤振计算中的气动力修正方法,提出了T型尾翼颤振工程计算中必须注意的问题.%The flutter calculation method for convensional aircraft tail wing can not be used directly to T-tail flutter analysis due to T-Tail features in structural and aerodynamic configurations, and the effects of in-plane motion and steady aerodynamic force of horizontal plane must be considered in T-tail flutter calculation.From the view point of engineering analysis for T-tail flutter, some key issues of T-tail flutter calculation were discussed here, the characteristics of T-tail flutter problem and the key parameters affecting T-tail flutter properties were described.Especially, four methods to correct aerodynamic force of T-tail in its flutter calculation were intrduced and finally some specific problems to be noticed in T-tail flutter analysis were presented.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2011(030)005【总页数】4页(P136-139)【关键词】T型尾翼;颤振;气动力;偶极子格网法;涡格法;片条理论;模态局部化【作者】杨飞;杨智春【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院,强度部,上海,200232;西北工业大学,航空学院,西安,710072【正文语种】中文【中图分类】V215.3T型尾翼是指平尾位于垂尾稍部，平尾和垂尾组成一个“T字”结构形式的尾翼。
NASTRAN在某飞行器动力学分析中的应用
限元网格划分。整个有限元模型共包括１０３４０个节点，１０２９７个单元。 应用ＭＳＣ．Ｎａｓｔｒａｎ分析程序对飞行器结构进行模态计算，边界条件为自由一自由状态．再
用ＭＳＣ／Ｐａｔｒａｎ进行后处理。 ２．２模态计算值与试验结果的比较
ｌ 前言
Ｅ行器在空中］ｓ行会碰到很复杂的动力学环境，准确的预示出飞行器的振动环境对丁二导弹 的安全ｂ行非常重要的。而模态分析是飞行器结构动力学分析的基础。以前由于受到计算条件 的限制，对于飞行器的模态只能采用一维梁模型来计算，对于结构的振动环境只能在样·拈生产 出来以后，再通过有关试验来确定，如果试验结果达不到要求，则需要重新设计，这样就会延 长研制进度，增大研制经费。而如果能够在试验前对所设计的飞行器结构进行细致的动力学分 析．得到最优的结构设计，则可以缩短研制时问，减少研制经费。而国际上权威的有限元结构 分析软件ＭＳＣ．ＮＡＳＴＲＡＮ就可以帮助我们对飞行器结构进行有效、快速的的动力学分析。
本文首先采用ＭＳＣ．ＰＡＴＲＡＮ建立了该１ｉ行器的有限元模型，然后使用ＮＡＳＴＲＡＮ进行了二维模 态计算：为了验证该模型在外激励作用下所计算的随机响应的的正确性，将噪声试验激励谱施 加在该１三行器外壳体．然后使用ＮＡＳＴＲＡＮ计算了该弋行器一些重要部位的随机响应，并且将计 算结粜和模态、噪声试验结果进行了比较和分析。
该飞行器整体弯曲的前两阶固有频率的计算值和试验值比较见下表１。
衰１
从表ｌ中可以看出．模型的第一、二阶整体弯曲固有频率计算值与试验值的误差分别为１．７％
３７２
和１．３％，误差较小。说明所建立的飞行器有限元模型比较好的模拟了实际结构。 ２．３三维模态振型特点
MSC.NASTRAN的分析功能
MSC.NASTRAN的分析功能作为世界CAE工业标准及最流行的大型通用结构有限元分析软件, MSC.NASTRAN的分析功能覆盖了绝大多数工程应用领域,并为用户提供了方便的模块化功能选项,MSC.NASTRAN的主要功能模块有:基本分析模块(含静力、模态、屈曲、热应力、流固耦合及数据库管理等)。
动力学分析模块、热传导模块、非线性分析模块、设计灵敏度分析及优化模块、超单元分析模块、气动弹性分析模块、DMAP用户开发工具模块及高级对称分析模块。
除模块化外, MSC.NASTRAN还按解题规模分成10,000节点到无限节点,用户引进时可根据自身的经费状况和功能需求灵活地选择不同的模块和不同的解题规模, 以最小的经济投入取得最大效益。
MSC.NASTRAN及MSC的相关产品拥有统一的数据库管理,一旦用户需要可方便地进行模块或解题规模扩充, 不必有任何其它的担心。
MSC.NASTRAN以每年一个小版本, 每两年一个大版本的速度更新, 用户可不断获得当今CAE发展的最新技术用于其产品设计。
目前MSC.NASTRAN的最新版本是1999年发布的V70.5版。
新版本中无论在设计优化、P单元、热传导、非线性还是在数值算法、性能、文档手册等方面均有大幅度的改进或突出的新增功能。
以下将就MSC.NASTRAN不同的分析方法、加载方式、数据类型或新增的一些功能做进一步的介绍:⒈静力分析静力分析是工程结构设计人员使用最为频繁的分析手段, 主要用来求解结构在与时间无关或时间作用效果可忽略的静力载荷(如集中/分布静力、温度载荷、强制位移、惯性力等)作用下的响应, 并得出所需的节点位移、节点力、约束(反)力、单元内力、单元应力和应变能等。
该分析同时还提供结构的重量和重心数据。
MSC.NASTRAN支持全范围的材料模式,包括: 均质各项同性材料,正交各项异性材料, 各项异性材料,随温度变化的材料。
方便的载荷与工况组合单元上的点、线和面载荷、,热载荷、强迫位移,各种载荷的加权组合，在前后处理程序MSC.PA TRAN中定义时可把载荷直接施加于几何体上。
西工大课程设计论文_机翼的模态分析与颤振分析
目录一、软件介绍 (1)1.1 MSC.Patran介绍 (1)1.2 MSC.Nastran (1)二、翼板的模态分析 (3)2.1 建立几何模型的文件名 (3)2.2 创建几何模型 (3)2.3 划分有限元网格 (4)2.4 设置边界条件 (4)2.5定义材料属性 (5)2.6 定义单元属性 (5)2.7 进行分析 (6)2.8 查看分析结果 (6)2.8.1显示模态云图 (7)2.8.2显示模态变形图 (7)2.8.3同时显示模态云图及变形图 (8)三、平板颤振分析 (8)3.1结构建模 (9)3.2气动建模 (10)3.2.1设定气动参考坐标系 (10)3.2.2气动建模－网格划分 (10)3.3参数设置 (10)3.3.1参考弦长等参数设定 (10)3.3.2减缩频率等参数设定 (11)3.4耦合分析 (11)3.4.1生成样条 (11)3.4.2应用样条 (11)3.4.3设定工况、分析 (12)3.5结果分析 (12)四、总结 (13)五、参考文献 (14)一、软件介绍1.1 MSC.Patran介绍MSC.Patran(后称Patran)是一个集成的并行框架式有限元前后处理及分析仿真系统。
Patran最早由美国宇航局（NASA）倡导开发，是工业领域最著名的并行框架式有限元前后处理及分析系统，其开放式、多功能的体系结构可将工程设计、工程分析、结果评估、用户化设计和交互图形界面集于一身，构成一个完整的CAE集成环境。
使用Patran，可以帮助产品开发用户实现从设计到制造全过程的产品性能仿真。
Patran拥有良好的用户界面，既容易使用又方便记忆。
Patran作为一个优秀的前后处理器，具有高度的集成能力和良好的适用性，具体表现在：1.模型处理智能化。
为了节约宝贵的时间，减少重复建模，消除由此带来的不必要的错误，Patran应用直接几何访问技术（DGA），能够使用户直接从一些世界先导的CAD/CAM系统中获取几何模型，甚至参数和特征。
基于MSC.Nastran的结构地震响应并行化软件开发
基于MSC.Nastran的结构地震响应并行化软件开发李丽君金先龙李渊印上海交通大学高性能计算中心基于MSC.Nastran的结构地震响应并行化软件开发Development for Parallel Seismic Response SoftwareBased on MSC.Nastran李丽君金先龙李渊印（上海交通大学高性能计算中心）摘要：大型结构的地震反应分析日益重要，本文研究了结构地震动响应的并行求解及人造地震动时程的计算，在大型商业性有限元软件MSC.Nastran与MSC.Patran的基础上，提出MSC.Nastran串行有限元结构分析与大规模并行计算相结合的结构地震反应分析系统，通过DMAP语言实现了软件的二次开发与集成，并用PCL语言开发了客户化界面，使MSC.Nastran强大的结构分析能力与高性能计算的优势得以结合，有效提高结构地震响应分析的精度和效率。
关键词：地震反应时程有限元并行Abstract:The seismic response analysis of massively structure is more important. The research is algorithm for synthesizing seismic acceleration time histories and structural seismic response parallel analysis. On the basis of both great commercial finite element code, MSC.Nastran and MSC.Patran, a new type of analysis system coupled FEA and massively parallel computer is developed. The development and integration tool is DMAP. The client interface was developed in PCL. The system couples the advantages of MSC.Nastran and high performance computing, and can improve the precision and efficiency of seismic response analysis.Key words: seismic response, time history, finite element, parallel1 前言我国是一个多地震的国家，对工程结构要通过分析其地震反应来确定抗震安全性能和采取合理的抗震加固措施，以预防和减轻地震灾害。
调整片颤振分析研究
调整片颤振分析研究摘要：本文基于Femap软件对调整片结构进行结构简化建模，运用MSC/ Nastran分析软件进行振动特性计算和颤振计算分析，从而得出颤振速度。
关键词：调整片；固有特性；颤振速度1 概述在动气动弹性稳定性领域内，最令人关注的就是飞机的颤振问题，颤振设计是当前飞机动强度设计中，经常遇到的一个技术难点，对于飞机设计者来说具有特别重要的意义。
飞机飞行中，如果发生颤振即飞行速度超过颤振临界速度时，振幅和飞机结构中动应力都激剧增加，有时甚至会导致飞机结构在几秒钟内迅速破坏，危及飞行员和乘客的生命，所以在飞机设计时，在飞行包线范围内不允许发生颤振。
颤振研究涉及到空气动力学和结构动力学等学科，涉及面广，技术难度大，颤振试验需要大量的资金，一个颤振试验费用是普通气动试验的很多倍，而如果采用计算分析来补充风洞试验，那么整个飞机的研制费用就会大大降低。
飞机主翼面颤振临界速度通常与大速压或较高的马赫数密切联系在一起，按照常规的强度设计要求，主翼面不会有过低的颤振临界速度，而操纵面则不然，它有可能在任何速度下发生，包括非常低的颤振速度范围，飞机操纵面颤振是飞机领域里最复杂、也是最重要的部分，在以往所发生的颤振事故中，操纵面颤振最为常见，鉴于以上原因，本文通过对副翼调整片的建模分析得到副翼调整片颤振特性，有利于其他飞机的颤振分析。
2 颤振计算方法2.1 p-k法颤振计算的P-K方法又叫作“英国方法”，P-K法将频域气动力分为实部和虚部，并分别进入到系统的刚度项和阻尼项中，即P-K法处理如下形式的颤振方程：式中，为广义气动力矩阵的实部，即模态气动刚度矩阵，是广义气动力矩阵的虚部，即模态气动阻尼矩阵，为特征值=ω（γ±i），γ为瞬态衰减率系数，γ=g/2。
上式中对应的状态方程的特征值问题为[Apα，V, M∞K-I]=0。
P-K法可用来计算气动弹性系统的发散速度和颤振速度。
计算发散速度的方法是给定飞行参数pα,M∞的值，并令k=0(k=0时，=0)。
基于MSC Nastran的优化技术
０ 引 言
飞机 结构 优化 设计 是近 年来 发展起 来 的用 于飞 机结 构设 计 的新技 术 之 一 ， 其 基 本思 想 是 在 满 足 飞
即将 尺寸 、 形状 与拓 扑优 化统筹 起来 综合 考虑 ， 即通 常采用 的结 构 布局优 化 ． …
１ 结构 优 化 设 计 方 法
第２ ２卷 增 刊 ｌ
２ ０ １ ３年 ５ 月
计 算 机 辅 助 工 程
Ｃｏ ｍｐ ｕｔ ｅ ｒ Ａｉ ｄ ｅ ｄ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
Ｖｏ １ ． ２ ２ Ｓ ｕ ｐ ｐ １ ． １
Ｍａ ｙ ２ ０１ ３
文章 编 号 ： １ ０ ０ ６—０ ８ ７ １ （ ２ ０ １ ３ ） Ｓ １ — ０ ２ ３ ５ － ０ ５
基 于 ＭＳ Ｃ Ｎ ａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ的优 化 技 术
闫 亚斌 ， 雷 江龙 ， 杨 华伦
（ 中航 飞机股份有限公 司 西安飞机分公 司。 西安 ７ １ ０ ０ ８ ９ ）
摘要 ： 减 轻 结构质 量对 现代 飞机 具有 极其 重要 的 意 义 ， 进 行 结 构优 化 设 计 可 以更 加 合理 地 确 定 材 料分布， 提 高材料 的利 用率 ， 从 而 满足这 一 目标要 求．目前 ， 结构优 化技 术 已广 泛应 用 于飞机 结构设
计 中， 通过确 定优 化设 计 变量 、 优化 区域 以及 响应 约束 ， 采 用 ＭＳ Ｃ Ｎ ａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ对机 翼 进行 优 化设 计 ， 在
有限元分析软件MSC.NASTRAN
MSC.NASTRAN目录1 简介2 MSC.Nastran的开发历史3 MSC.NASTRAN的优势3.1 极高的软件可靠性3.2 优秀的软件品质3.3 作为工业标准的输入/输出格式3.4 强大的软件功能3.5 高度灵活的开放式结构3.6 无限的解题能力4 NASTRAN动力学分析功能4.1 NASTRAN动力学分析简介4.2 正则模态分析4.3 复特征值分析4.4 瞬态响应分析(时间-历程分析) 4.5 随机振动分析4.6 响应谱分析4.7 频率响应分析4.8 声学分析5 NASTRAN的非线性分析功能5.1 NASTRAN非线性分析简介5.2 几何非线性分析5.3 材料非线性分析5.4 非线性边界(接触问题)5.5 非线性瞬态分析5.6 非线性单元6 NASTRAN的热传导分析6.1 NASTRAN热传导分析简介6.2 线性/非线性稳态热传导分析6.3 线性/非线性瞬态热传导分析6.4 相变分析6.5 热控分析6.6 空气动力弹性及颤振分析6.7 流-固耦合分析6.8 多级超单元分析6.9 高级对称分析7 设计灵敏度及优化分析7.1NASTRAN的拓扑优化简介7.2 设计灵敏度分析7.3 设计优化分析7.4 拓扑优化分析8 复合材料分析9 P-单元及H、P、H-P自适应10 NASTRAN的高级求解方法11 NASTRAN的单元库12 用户化开发工具DMAP语言1 简介2 MSC.Nastran的开发历史3 MSC.NASTRAN的优势3.1 极高的软件可靠性3.2 优秀的软件品质3.3 作为工业标准的输入/输出格式3.4 强大的软件功能3.5 高度灵活的开放式结构3.6 无限的解题能力4 NASTRAN动力学分析功能4.1 NASTRAN动力学分析简介4.2 正则模态分析4.3 复特征值分析4.4 瞬态响应分析(时间-历程分析) 4.5 随机振动分析4.6 响应谱分析4.7 频率响应分析4.8 声学分析5 NASTRAN的非线性分析功能5.1 NASTRAN非线性分析简介5.2 几何非线性分析5.3 材料非线性分析5.4 非线性边界(接触问题)5.5 非线性瞬态分析5.6 非线性单元6 NASTRAN的热传导分析6.1 NASTRAN热传导分析简介6.2 线性/非线性稳态热传导分析6.3 线性/非线性瞬态热传导分析6.4 相变分析6.5 热控分析6.6 空气动力弹性及颤振分析6.7 流-固耦合分析6.8 多级超单元分析6.9 高级对称分析7 设计灵敏度及优化分析7.1NASTRAN的拓扑优化简介7.2 设计灵敏度分析7.3 设计优化分析7.4 拓扑优化分析8 复合材料分析9 P-单元及H、P、H-P自适应10 NASTRAN的高级求解方法11 NASTRAN的单元库12 用户化开发工具DMAP语言展开编辑本段1 简介NASTRAN是在1966年美国国家航空航天局(NASA)为了满足当时航空航天工业对结构分析的迫切需求主持开发大型应用有限元程序。