某型直升机蜂窝夹层结构有限元分析

w ith the FEA e lem ent so ftwa re N astran are ca lcu la ted, the resu lt o f the honey comb sandw ich composite s stress distr ibution
and deform ation is a lso got, a ll these are useful to the eng ineer ing.
# 33#
研究与分析
# 机械研究与应用 #
且: 2 =
1
Z h + hc- Z
2
h + hc
整理得: Z = 2
( 2)
1+ 1
2
把式 ( 1) 代入式 ( 2) 中, 得到:
Z=
E1 t1 E 2 t2
h+ hc 2
+ E 1 t1
等效截面的惯矩:
J = t1
h+ hc 2
2
-
( 3)
h+ hc 2
根据以上假设, 当两块面板的截面积全部有效
时, 计算截面如图 1所示。假设两块面板的弹性系数
不一样, 在计算时将截面转化为 E1或 E 2的等效截面, 中性轴到下面板的中心距离为 Z。
由:
1=
2
t2 t1
;
1
=
E
1;
1
2
=
2
E2
得:
1=
2
1E 2 E1 2
=
t2E 2 t1E 1
( 1)
* 收稿日期: 2009- 01- 04 作者简介: 万会兵 ( 1968- ) , 男, 山东新泰人, 高级工程师, 研究方向: 飞行器设计、机械传动。
E1 J =
1 2
E
f
tf
(
h
-
tf ) 2
( 8)
通常可以利用式 ( 8) 计算蜂窝夹层材料结 构的
挠度和稳定性问题。
构, 蜂窝弹性模量为: 7 % 103kg /mm2, 剪切模量为 2. 7 % 103 kg /mm2。
应用 NASTRAN 对该蜂窝夹层结构进行受力分 析, 模型中用四边形板单元 CQUAD4模拟, 在创建材 料时, 需输入材料的线弹性属性。通过定义不同的方 向角、不同的厚度、不同的铺层, 将所定义的材料属性 赋给有限元模型 [ 4] 。
[ 3 ] 宋焕成, 张佐光. 混杂纤维复合材料 [ M ]. 北京: 北京航空航天大 学出版社, 1989.
[ 4 ] U SA M echan ical D ynam ic In c. Basic natran t fu ll s imu lat ion package train ing gu ide version, 2002( 12) : 238- 247.
( 5)
+
1 12
(E
1
t31 + E 2 t32 )
( 6)
在一般情况下, t1 ∃ t2 < hc, 式 ( 6) 的第二项可以
略去不计, 则:
E1 J =
h + hc 2 E1 E2 t2 t1
2
E1 t1 + E2 t2
( 7)
通常所用的蜂窝夹层材料, 上下面板的材料和厚
度均相同, 即 E 1 = E 2 = E f, 则式 ( 6) 可进一步简化为:
2 蜂窝夹层结构的抗弯刚度
作为夹层结构的一种, 蜂窝夹层复合材料的面板
一般采用弹性模量较大, 强度较高的薄材板如铝合金
板等。因较厚的轻质蜂窝芯将面板隔开, 使该结构具
有较大的横断面惯 性矩, 以及较高的 比强度和比刚
度。从受力角度分析, 承力体主要是面板, 而支承及 传递剪力的则是蜂窝芯 [ 2] 。
1 蜂窝夹层结构的应用
在直升机制造行业中, 机身结构等很多部件都是 蜂窝结构材料制成。如波音 - 360直升机, 其机体结 构大部分采用蜂窝结构复合材料, 主承力结构框、梁、 壁板及次承力结构舱罩、整流罩等都采用了蜂窝材料 结构, 并采用了整体成型工艺技术。与铝合金薄壁结 构相比机体质量减少 25% 、紧固件数量减少 93% 、零 件数量减少 83% 、制造工时减少 43% 、维护费用下降 50% 、机 身 气 动 阻 力 减 小 50% 、巡 航 速 度 提 高 了 35% 。
Z - Z2
+
E2 E1
t2Z 2
+
1 12
t31+Fra bibliotekE E
2 1
t32
将式 ( 3) , 式 ( 4) 整理得:
J=
h + hc
2
+
2
E 2 t2 t1 E1 t1 + E2 t2
E1 J =
h + hc 2 E1 E2 t2 t1
2
E1 t1 + E2 t2
( 4)
+
1 12
t31
+
E2 E1
t32
现有某型直升机蜂窝夹层结构利用nastran软件分析其在受力情况下的应力和变形情况边界条件如图所示左下角为固定连接在顶端边缘x向受力大小为1kg上下面板材料为ly66铝合金中间采用铝合金箔的蜂窝结kgmm应用nastran对该蜂窝夹层结构进行受力分模型中用四边形板单元cquad4模拟在创建材需输入材料的线弹性属性
Abstrac t: A ccording to the flexura l rig idity of he licopter s honeycom b sandw ich com posite, it s flexura l rig idity ca lculation
w ay is discussed, the m a in fac to r o f th is result is go t. T he honeycom b sandw ich composite stress d istr ibu tion and deform ation
蜂窝夹层结构的特点是用蜂窝把两块面板隔开
而提高了蜂窝夹层结构的截面惯性矩, 使弯曲强度显
著提高, 为了简化计算, 对蜂窝夹层结构作 3点假设:
面板和蜂窝胶结良好; ! 蜂窝足够刚硬, 不出现失
稳或剪切破坏; ∀ 面板只承受轴向力而不承受垂直面
板的剪力, 即面板不出现失稳。这样把蜂窝夹层结构 问题简化为普通的连续均匀体问题, 可使用材料力学 中的计算公式, 为初步设计和大致估算提供依据 [ 3] 。
图 1 蜂窝结构计算截面积
3算 例
现有某型直升机蜂窝夹层结构, 利用 NASTRAN 软件分析其在受力情况下的应力和变形情况, 边界条 件如图 2 所示, 左下角为固定连接, 在顶端边缘 X 方 向受力, 大小为 1kg, 上下面板材料为 LY - 12 - 0. 3 - YB607 - 66铝合金, 中间采用铝合金箔的蜂窝 结
在定义模型属性时, 采用 she ll单元, 定义好模型 后, 提交给 Nastran 进行应力分析, 计 算所得应力云 图, 如图 3 所示。可以看 出应力 最大的 节点为 node377, 最小节点为 node329, 最大变形为 node423。
4结 论
本文对蜂窝夹层结构抗弯刚度进行了理论分析, 得出理论上计算 蜂窝夹层结构的弯曲强 度的方法。 并通过有限元分析软件对某型直升机典型蜂窝夹层 结构进行有限元分析, 得到了合理的应力分布和变形 结果, 对工程应用具有一定的指导意义。
蜂窝夹层复合材料一般由上、下面板中间夹一比 较厚的软夹芯所构成。蜂窝芯的网格形式有正六边 形、正方形、菱形等; 材料可以是纸、玻璃布、铝合金、 芳纶纸 ( NOMEX 纸 )等; 面板可采用胶合板、纤维板、 铝合金板、玻璃钢板等。因蜂窝夹层结构有类似工字 梁的力学性能, 其最大特点是比强度高, 比刚度高, 隔 音、隔热性能突出; 与其 它夹层材料相 比, 强度相 同 时, 其质量要轻得多。
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参考文献:
[ 1 ] 何 伟. 利用 M SC PATRAN /NA STRAN 分析复 合材料夹层 结构 [ J] . 计算机辅助工程, 2006( 9 ) , 330- 331.
[ 2 ] 赵稼祥. 新型高性能蜂窝芯 KOREX [ J] . 宇航材料工程, 1996, 16 ( 5) : 58- 59.
# 机械研究与应用 #
研究与分析
某型直升机蜂窝夹层结构有限元分析*
万会兵 1, 姜大成 2, 吕长生 2, 杨培滋 2
( 1. 总参陆航部军事代表局, 北京 150000; 2. 陆航驻哈尔滨地区军事代表室, 黑龙江 哈尔滨 150066)
摘 要: 对某型直升机蜂窝夹层结构抗弯刚度进 行了深 入探讨, 给 出理论 上分析计 算蜂窝 夹层结 构抗弯 刚度的 一般 方法, 得出了影响弯曲刚 度的主要因素。并通过有限元分析软 件 N astran对 一典型蜂 窝夹层结构 抗弯刚 度进 行有限元分析, 得出了正 确的蜂窝夹层结构应力云图和变形, 具有一定的工程 指导意义。
K ey word s: honeycomb sandw ich composite; flexural r ig id ity; FEA
作为一种特殊的复合材料结构, 蜂窝夹层结构由 于具有较高的比强度和较好的隔热、耐冲击等优点, 广泛应用在航空、航天领域中, 特别是在航空领域中, 蜂窝夹层结构已经成为各型飞机、直升机主要的承力 结构 [ 1] 。因此, 蜂窝夹层结构的动、静力学分析和计 算成为一个比较重要的课题。
( 1. T he army aviation m ilitary deputy bureau of the general staff, B eijing 150000, China;
( 2. Custom er rep resentative of general staff dep ar tm ent in H arb in distr ict, H arb in H eilongjiang 150066, China )
关键词: 蜂窝夹层复合材料; 抗弯 刚度; 有限元分析
中图分类号: V 257
文献标识码: A
文章编号: 1006- 4414( 2009) 02- 0033- 02
The FEA of a k ind of he licopter s honeycom b sandw ich com posite W an H u i- bing1, Jiang D a- cheng2, Lv Chang - sheng2, Y ang P ei- zi2