基于Patran和MSCNastran的现代飞机舱门主结构校核方法

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P052-飞行器结构动力学-期末考试(大作业)-基于ANSYS和MSC_Patran_Nastra

241基于ANSYS 和MSC.Patran&Nastran 的简支梁模态分析魏旭壕叶红玲郑小龙（北京工业大学工程数值模拟中心 100124）摘要本文分别用ANSYS 软件和MSC.Patran&Nastran 软件对简支梁的模态进行了分析，同时用变时基锤击法实验测出了简支梁的模态。

将有限元分析的结果与理论计算结果以及实验结果做比较，得出了简支梁数值模拟时比较适合的边界条件，为以后的数值模拟工作提供了参考。

关键词：简支梁模态边界条件一、引言在实际的生产和研究中，很多的结构都可以简化为简支梁结构。

在数值模拟中，设定不同的边界条件，往往对结果会有较大的影响。

本文在两种不同的边界条件下，分别用ANSYS 软件和MSC.Patran&Nastran 软件对简支梁的模态进行了数值模拟，找出了较为合适的边界条件，为以后的研究提供了依据和参考。

二、简支梁模态的理论分析[1]根据弹性振动理论，简支梁的固有频率为：A EJ l n ak p n n ρπ2222==，（n=1，2，3，4，…）我们所选取的简支梁的尺寸为：680mm×50mm×8mm ，密度ρ=7.8×10-9kg/mm 3，弹性模量E=5.5×104MPa ，通过计算得出简支梁模态的理论值，列于表1和表2中。

三、变时基锤击法简支梁模态测试实验我们进行变时基锤击法简支梁模态分析实验的装置如Fig. 1所示。

其中包括的实验仪器有：MSC-1型弹性力锤、YJ9A 压电加速度传感器、振动教学试验仪、INV303B 接口箱、DSAP 模态分析软件。

我们实验装置中简支梁的各种参数与理论计算中的各个参数值相同，经过实验测得，简支梁的模态如表1和表2所示。

四、基于Ansys 和Nastran 的数值模拟[2] [3]在分别用ANSYS 和MSC.Patran&Nastran 分析的时候，我们建立同样的模型，划分同样的网格。

基于MSC.Patran／Nastran的喇叭天线机架的模态分析

Ｋｅｒｓｎｅｎｙｗｏｄ：ａｔｎａ；ｆａｒｍｅ；ｍｏａ；ｖｂａｉｎｄｌｉｒｔｏ
１引言
较大，构复杂，结几何精度和相对位置精度较高。因此，对天线机架的设计提出了如下要求：１（）机架的设计应保证刚度、度及稳定性；２机架的重量应要求轻，强（）成本低；３结构设计合理，艺性良好，于铸造、接和（）工便焊
方式产生数控切削代码，但这种方法产生的程序往往非
机架是承受喇叭天线的基础部件。其特点是：寸尺
Ｚ－９８００Ｒ８５：３．Ｃ３．．
Ｇ３２５２．３０Ｒ１．一０Ｃ６．６；
ＭｏａｎｌｓｓａｏｔｎａｅＢａｅｎＭＳＣ．ｔａ／ｓｒｎｄｌＡａｙｉｂｕｔＡｎｅｎａＦｒｍｓｄｏＰａｒｎＮａｔａＹＡＮｉ－ｅＪｎｇｎ（ｏ７３Ｉｓｉｔ，ｈｎｈｐｕｌｉｇＩｄｓｒｏｐ，ｎｚｏ２０１ＣｉａＮ．２ｎｔｕｅＣｉａＳｉｂｉｎｎｕｔＣｒ．Ｙａｇｈｕ２５０，ｈｎ）ｔｄｙ
至造成天线系统的损坏。２２三维结构模型的建立．鉴于几何模型结构较为复杂的特点，这里运用三维
本文从保证系统的性能要求，避免发生结构谐振的角度，对某喇叭天线机架进行了数字化建模，并运用

基于Patran和MSC Nastran的某空压机第1级叶轮强度分析及结构优化

１９％ｌｏｗｅｒｔｈａｎｔｈｅａｖｅｒａｇｅｖａｌｕｅ（１０６６ＭＰａ）ｏｆｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈｔｅｓｔ．Ｔｈｅｓａｆｅｔｙｍａｒｇｉｎｏｆｔｈｅ
基于Ｐａｔｒａｎ和ＭＳＣＮａｓｔｒａｎ的某空压机第１级叶轮强度分析及结构优化
高松，肖俊峰，李园园，上官博
（西安热工研究院有限公司，西安７１００３２）
摘要：基于Ｐａｔｒａｎ和ＭＳＣＮａｓｔｒａｎ，采用三维有限元法分析某型空压机第１级叶轮在工作转速下的强度，并优化叶轮结构．研究结果表明：原叶轮在叶片进气边分别与轴盘和盖盘的焊接处１３年５月
计算机辅助工程
ＣｏｍｐｕｔｅｒＡｉｄｅｄＥｎｇｉｎｅｅｉｎｒｇ
Ｖｏ１．２２Ｓｕｐｐ１．１
Ｍａｙ２０１３
文章编号：１００６—０８７１（２０１３）ＳＩ一０３１２－０４
心应力区域；原叶轮设计模型的最大应力为９７０ＭＰａ，与材料抗拉强度试验平均值１０６６ＭＰａ相差
９％，安全裕量不足．优化设计后的叶轮模型的最大应力为８６４ＭＰａ，与材料抗拉强度试验平均值

基于MSC Patran的飞机结构战伤快速修理程序

基于MSC Patran的飞机结构战伤快速修理程序
陈博;陈秀华;汪海
【期刊名称】《计算机辅助工程》
【年(卷),期】2009(18)1
【摘要】为使用模块化方法实现飞机结构战伤的快速修理,以MSC Patran为平台,利用其二次开发语言PCL和模型日志文件,通过自动加载编译函数文件、参数化建模、用户自定义菜单和图形界面、自动提交分析和读取结果等技术,开发飞机结构战伤快速修理程序. 使用此程序分析几个典型案例,结果表明该程序不仅能满足多数飞机结构战伤修理的要求,而且可以大大缩短修理时间.
【总页数】5页(P22-26)
【作者】陈博;陈秀华;汪海
【作者单位】上海交通大学船舶海洋与建筑工程学院,上海,200240;上海交通大学空天科学技术研究院,上海,200240;上海交通大学空天科学技术研究院,上
海,200240
【正文语种】中文
【中图分类】V267;TP391.7;TB115
【相关文献】
1.飞机结构战伤快速修理的模块化方法 [J], 郎智明;汪海;陈秀华;陈博;陈迟
2.基于MSC/PATRAN的飞机结构强度静力试验数据实时跟踪与处理系统开发 [J], 刘亚龙;王生楠;刘海峰;饶勇刚;瞿卫坚
3.基于Patran和MSC Nastran的现代飞机舱门主结构校核方法 [J], 张伟;陶金库
4.基于MSC.Patran的飞机典型耳片结构强度校核系统设计 [J], 汤超
5.基于MSC.Patran的飞机壁板结构强度校核系统 [J], 汤超;乔玉炜
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基于Patran_Nastran飞机装配型架刚度分析模块开发及应用

型架刚度分析几何模型的建立有限网格划分载荷与边界定义材料属性库单元特性定义工况定义退出系统基于Patran&Nastran 飞机装配型架刚度分析模块开发及应用洪学玲，郭龙江，万世明，黄跃（成都飞机工业（集团）有限责任公司技装设计所，成都610092）飞机装配型架的设计在飞机制造生命周期中占有很大的比重，其设计质量将直接影响飞机产品的质量、生产率及加工成本。

为了确保飞机装配型架有足够的刚度，又不过于笨重，就需要对型架进行刚度分析。

目前，在国内，工程设计人员由于承担繁重的设计开发任务，分析工作没有得到广泛开展，工装的刚度大多凭借工程经验分析，缺乏理论依据的支撑；此外，随着我国飞机制造业水平的大幅提升，整体结构件大量应用于飞机设计制造中，根据传统工程经验，装配型架亦将增大，因缺乏充分的分析，型架体积一般较大，型架自身材料没有得到充分应用。

国外先进的飞机制造企业已采用工装分析与设计的一体化流程。

针对工程实际，开发装配型架刚度分析模块是一个亟待解决的问题。

MSC.Patran&Nastran 是目前全球应用最广泛的分析程序之一，它的优点不仅在于可以有效地解决工程实际问题，而且表现在它是一个方便的软件二次开发平台。

MSC.Patran 提供了一个高级模块化编程和用户自定义工具的PCL 语言，用于生成用户程序和特定的用户界面，能够解决实际的、专业性很强的问题。

本文就基于MSC.Patran&Nastran 平台，开发了专用于装配型架刚度分析的模块，该模块通过工程实践的应用，证明了其高效性、准确性、实用性，大大提高了分析的效率，缩短了设计的周期。

1装配型架分析装配型架主要用于飞机零件的装配，主要是由骨架和定位器有机连接起来。

骨架主要选用梁、杆等，型架材料一般采用方钢或者矩钢，根据零件特点亦采用其它型材。

定位器是飞机装配型架中广泛采用的定位元件,用于保证所定位的工件处于正确、可靠的位置以及各部件的互换和对接接头的协调等。

基于MSC.Patran的飞机壁板结构强度校核系统

关键词
壁板结构
强度校核
ＭＳ．ａａＣＰｔｎｒ文献标志码Ａ二次开发Ｐ NhomakorabeaＬ语言Ｃ
中图法分类号
Ｔ３１５Ｐ１．；
飞机壁板结构由蒙皮、桁和框等主要结构件长
组成。在地面和飞行载荷的作用下，身结构受到机
理的标准软件，有广泛的用户基础。其中，Ｃ拥ＰＬ是ＭＳ．ａａＣＰｔｎ一个高级、块化结构的编程语言和用ｒ模户自定义工具，同ＭＳ．ａａ随ＣＰｔｎ一起发布。ＰＬ所ｒＣ
个类来定义，中必须包括两个函数：ｉ（和ｄｓ其ｉｔ）ｎｉ－
ｐａ（。ｌ）ｙ
１ＭＳ．ａｒｎ二次开发简介ＣＰｔａ
ＭＳ．ａｒＣＰｔｎ是目前航空工业中ＦａＥ数据前后处
２１０２年１３月０日收到，２月１４日修改第一作者简介：汤超（９５）男，１８一，硕士，研究方向：飞机典型结构
现主要通过函数结构来实现。ＰＬ函数以 “ｕｃｏＣｆｎｔｎｉ函数名（ ” 明开始，ｅｄｆｎｔｎ声明结束，）声以“ｎｃｉ ” ｕｏ其
限元计算结果上，发了专门对飞机壁板结构进行开工程经验计算的系统。本模块属于有限元后处理模块，有流程清晰，面易用、便的特点，且具界方并实现了与分析结果、估以及计算报告生成之间的评

mscpatran nastran,ansys,abaqus三者的比较

msc/patran+nastran, ansys, abaqus 三者的比较1俺最喜欢的是msc/patran+nastran，因为当年国内飞机公司最先引进的就是nastran，其菜单式的操作，比用手写有限元程序，爽多了！！特别是建立飞机这类巨大型结构，可以说，只有patran的建模最强！！（有人在仿真说abaqus 能建整个飞机模型，哈哈，吹牛不上税，就凭其目前功能，要花一百年！！）另外，msc财大气粗，其教程是手把手式，航空上最常用的有限元分析，都有现成的例题，step by step，傻瓜都会很快地入门！！由于其广泛应用于航空航天/汽车工业，所以，至今为止，如果要学CAE软件，俺认为应首选msc/patran+nastran。

与patran+nastran相比，ansys的界面就低了一些，操作也没有patran舒服。

不过，差别不是很大。

ansys据俺的体会，唯一的强项就是多场耦合。

其他的功能，msc/patran+nastran都有。

不过，ansys的apdl语言比较高级，是其最大优势，或者说，msc应向这一方向发展！！不过，apdl最开始学也很费事，得一条一条查，一条一条记，这个过程没有两三个月下不来。

由此，ansys的清爽度比msc差一些。

abaqus，如果自己用手编写过有限元程序的，入门应该不难。

其命令格式，跟自己用手编程序一个套路。

abaqus的强项是其分析功能很全面，特别是非线性部分，基本上都包含了。

abaqus最大的缺点是上手慢，其教程太差，除了几本手册，基本上等于没有教程。

要学abaqus，其时间要比msc, ansys长多了！！现在看，学abaqus实在没什么省时间的方法（比如它的 training lecture，一本250$，买来一看，气晕俺，还没手册说得详细！！），所以唯一的笨方法就是要看手册啦！如果说msc是windows点鼠标时代的水平，abaqus就是敲dos命令的原始时代。

基于MSC.Patran的飞机壁板结构强度校核系统

基于MSC.Patran的飞机壁板结构强度校核系统汤超;乔玉炜【摘要】After getting the result from FEA in the aircraft panel structure model, one should add the engineering calculate method into this result to get the final strength evaluation for this panel structures. To implement the strength evaluation system for aircraft panel structures by modularization method, a program based on commercial software MSC. Patran is developed by using PCL language provided by MSC. Patran and journal file. The program is accomplished with start-up file, user self-defined menu and graphical interface, automatically running the analysis and reading results methods. Several typical cases are analyzed by the program and the results showed that the program can not only meet the variety requirement of aircraft panel structure evaluation, but also improve the efficiencies.%在得到飞机璧板结构的有限元分析结果之后,需要利用工程方法对此计算结果进行评估,最终得到壁板结构的强度评估结果.以有限元软件MSC.Patran为平台,利用其二次开发语言PCL( PATRAN Command Language),通过自动加载编译函数文件、用户自定义菜单和图形界面和读取结果等技术,开发了飞机壁板结构强度校核系统.使用此系统对某些典型的壁板结构案例进行了分析,结果表明该程序不仅能够满足较大范围内的各种飞机壁板结构的强度校核要求,而且还可以大大提高飞机设计者的工作效率.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2012(012)011【总页数】5页(P2755-2759)【关键词】壁板结构;强度校核;MSC.Patran;二次开发;PCL语言【作者】汤超;乔玉炜【作者单位】中国商飞上海飞机设计研究院,上海200232;西门子工业软件(上海)有限公司,上海200040【正文语种】中文【中图分类】TP311.5飞机壁板结构由蒙皮、长桁和框等主要结构件组成。

基于MSC.PATRANNASTRAN的结构优化程序系统

基于MSC.PATRANNASTRAN的结构优化程序系统
基于MSC.PATRAN/NASTRAN的结构优化程序系统
自行开发结构优化软件存在着人机界面和结构分析功能不足等弱点.在有限元软件MSC.PATRAN/NASTRAN平台上,用PATRAN的二次开发工具PCL建立了结构优化系统,此系统由NASTRAN作结构分析和敏度分析,采用自主开发的基于二级多点逼近算法的程序模块进行寻优计算,并且特别增加针对空间飞行器结构优化的特殊功能和相应前后置界面,使PATRAN/NASTRAN具有的结构优化功能得以扩展.典型算例和实际工程的应用结果表明,本程序系统计算准确快捷,使用方便,适用于航天器的结构优化.
作者：陈珅艳袁家军黄海CHEN Shen-yan YUAN Jia-jun HUANG Hai 作者单位：陈珅艳,黄海,CHEN Shen-yan,HUANG Hai(北京航空航天大学宇航学院,北京,100083)
袁家军,YUAN Jia-jun(北京航空航天大学宇航学院,北京,100083;中国空间技术研究院,北京,100086)
刊名：宇航学报ISTIC PKU 英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)： 2005 26(4) 分类号： V414.19 关键词：结构优化 PATRAN/NASTRAN PCL 航天器。

基于Patran和MSC Nastran的压电智能桁架结构振动模态分析

基于Patran和MSC Nastran的压电智能桁架结构振动模态分析作者：陈文英张兵志来源：《计算机辅助工程》2013年第03期摘要：用Patran和MSC Nastran分析压电智能桁架结构振动模态，验证基于有限元法建立的智能桁架结构机电耦合动力学模型的正确性和有效性.结果表明：采用Patran和MSC Nastran 针对2种典型压电智能桁架结构开展振动模态分析的结果，与采用基于有限元法建立的数学模型计算得到的模态频率及实验测试模态频率近似相等，验证基于有限元法模型的正确性和有效性，为开展主动振动控制器的设计提供模型和技术支持.关键词：智能桁架结构；振动模态；有限元法中图分类号：TB535文献标志码：B0引言航空、航天技术的飞速发展，对空间结构系统的性能提出新的要求[1].智能桁架结构是利用功能材料（如压电陶瓷等）制成的集传感元件和作动元件于一体的主动构件，并将主动构件配置于桁架结构的若干关键部位而形成的，不仅具有传感和控制功能，还能承受结构载荷.[2-3]由于采用压电陶瓷材料制造的智能主动构件体积小、重量轻、结构紧凑、精度高且具有自适应能力等特点，在航空航天领域的大型桁架结构中广泛应用.智能桁架结构在具有上述优点的同时，还具有结构复杂、柔性大、阻尼小、低频模态密集、模态耦合程度高以及其他多种不确定性和耦合等特点，难于建立精确的动力学模型，给振动主动控制带来很大的挑战.[4-6]因此，如何建立精确的能反映智能桁架结构动力学特性的数学模型是开展振动主动控制器设计的首要问题.针对北京航空航天大学的两种典型智能桁架结构，基于有限元法，建立压电智能桁架结构的机电耦合有限元方程；针对上述两种典型智能桁架结构采用Patran和MSC Nastran软件进行有限元分析计算；将基于Patran和MSC Nastran软件的模态分析计算结果、模态测试实验结果与基于有限元法建立的动力学模型计算结果进行对比分析，验证基于有限元法建立的压电智能桁架结构机电耦合动力学模型的正确性和有效性.1基于有限元法建立智能桁架结构的振动模态计算方程基于有限元法，考虑压电主动杆的机电耦合特性，建立智能桁架结构的运动方程[7-8]mu··（t）+cu·（t）+ku（t）=Fe（t）+BFc （t）（1）式中：m为质量矩阵；c为阻尼矩阵；k为刚度矩阵；Fe（t）为外部结点力矢量；Fc（t）为m×1的控制力矢量，m为主动杆的数目；B为主动杆的方向余弦矩阵.假定系统具有比例阻尼，没有外部作用力.采用模态展开u（t）=φq（t），其运动方程可表示为q··+Dq·+Ωq=φTBFc （2）式中：D=diag[2ξjwj]；Ω=diag[w2j]，j=1，2，…，n；φ=[φ1φ2…φn]；wj和ξj分别为第j阶固有频率和模态阻尼.2基于Patran和MSC Nastran的智能桁架结构振动模态分析2.1应用实例选用北京航空航天大学根据大型空间结构设计的四棱柱和三棱柱智能桁架结构为研究对象，见图1.四棱柱智能桁架结构结构根部立杆位置配置4个压电主动杆（1-5，2-6，3-7和4-8），三棱柱智能桁架结构根部立杆位置配置3个压电主动杆（1-4，2-5和3-6）.两种空间桁架结构均由铜制杆件和钢制连接件组成，同一高度的水平杆分别组成正方形（四棱柱智能桁架）和等边三角形（三棱柱智能桁架）.其中四棱柱桁架的各跨结构外轮廓为正方体，由立杆、水平杆和斜杆构成.立杆和水平杆长度相等，相对底平面上斜杆的方向不同，同一平面斜杆与直杆之间的夹角为45°；三棱柱智能桁架各跨结构外轮廓为三棱柱形状，与四棱柱桁架一样，由立杆、水平杆和斜杆构成，立杆和水平杆长度相等，每个侧面也有一根斜杆.相邻各跨同平面上的斜杆方向不同，同一平面斜杆与直杆之间的夹角为45°.在桁架杆件设计中，考虑到大柔度、低阻尼的要求以及装配的简易性，主杆设计为空心细杆，两端采用螺杆通过多面体接头进行连接，四棱柱智能桁架采用M5的螺杆，三棱柱智能桁架采用M3的螺杆.两个桁架结构基本参数见表1.2.2基于Patran和MSC Nastran软件的智能桁架结构振动模态分析为验证上述有限元建模方法的正确性，编写智能桁架结构有限元计算程序，分别对两种智能桁架结构进行有限元分析计算，并与北航实验测试的模态频率进行对比.四棱柱、三棱柱桁架结构有限元建模的节点编号见图1.表 1桁架结构基本参数表桁架结构结构尺寸/mm杆外径/mm杆内径/mm螺杆主杆数节点数跨数四棱柱320×320×320106M583286三棱柱260×260×26064M31023611在智能桁架结构的有限元计算中，结构中的所有杆件，包括主动杆和普通杆，均以等截面杆单元模拟，连接接头以节点质量代替.四棱柱智能桁架结构的有限元模型包括83个杆单元，28个节点，底部四个节点的自由度全部固定，以模拟悬臂的边界条件，整个模型共有72个自由度.各桁架结构杆单元的弹性模量为1.08×1011 N/m2，质量密度为8 940 kg/m3，各节点附有0.78 kg的集中质量.考虑到桁架结构中杆件的两端是通过两个螺杆与桁架中两连接件连接的，由轴向拉压刚度等效条件，得到简化后的普通直杆、普通斜杆和主动杆单元的等效截面积分别为3.257×10-5 m2，3.117×10-5 m2和1.45×10-5 m2.三棱柱桁架为顶部带配重的11层塔式复合桁架结构，包括102个杆单元（底部3个立杆为压电主动杆，压电堆尺寸为12×120 mm），36个节点.为模拟悬臂的边界条件，底部三个节点的所有自由度全部固定，模型共有99个自由度.各桁架结构杆单元的弹性模量为1.08×1011 N/m2，质量密度为8 940 kg/m3，各节点附有0.135 kg的集中质量，顶部配重为1.435 kg，简化后的普通直杆、普通斜杆和主动杆单元的等效截面积分别为1.516×10-5 m2和1.527×10-5 m2和6.337×10-5 m2.四棱柱智能桁架结构计算与实验模态频率对照见表2.三棱柱智能桁架结构计算与实验模态频率对照见表3.四棱柱智能桁架结构的前6阶模态振型见图2.三棱柱智能桁架结构的前6阶模态振型见图3.由表2和3可以看出，四棱柱智能桁架结构和三棱柱智能桁架结构前6阶模态频率计算值与实验值吻合很好，误差在5%之内，说明建立的智能桁架结构机电耦合有限元模型正确，能够真实地反映智能桁架结构的动力学特性.从四棱柱智能桁架结构和三棱柱智能桁架结构的固有频率分布上看，第1阶和第2阶模态及第4阶和第6阶模态是两两密频模态，分别代表一弯和二弯振型，第3阶模态是绕z轴的扭转模态.3结束语采用大型商业化结构分析软件Patran和MSC Nastran，对北京航空航天大学的四棱柱和三棱柱压电智能桁架进行模态分析计算，计算结果与基于有限元法建立的压电智能桁架结构机电耦合动力学模型的计算模态频率近似相等，与实验测试模态频率吻合，有效验证基于有限元法建立的压电智能桁架结构动力学模型的正确性和有效性，为进一步振动控制器的设计提供模型和技术支持.参考文献：[1]黄文虎，王心清. 航天柔性结构振动控制的若干新进展[J]. 力学进展， 1997， 27（1）： 5-18.[2]张景绘. 一体化振动控制：若干理论、技术问题引论[M]. 北京：科学出版社， 2005.[3]罗晓平，黄海. 自适应结构控制及其空间应用[J]. 航天控制， 2005， 23（2）： 47-53.[4]赵国伟，黄海，夏人伟. 柔性自适应桁架及其振动最优控制实验[J]. 北京航空航天大学学报， 2005， 31（4）： 434-438.[5]陈文英，阎绍泽，褚福磊. 免疫遗传算法在智能桁架结构振动主动控制系统优化设计中的应用[J]. 机械工程学报， 2008， 44： 196-200.[6]陈文英，褚福磊，阎绍泽. 智能桁架结构自适应模糊主动振动控制[J]. 清华大学学报：自然科学版， 2008， 48（5）： 816-819.[7]陈文英，阎绍泽，褚福磊. 免疫遗传算法在智能桁架结构振动主动控制系统优化设计中的应用[J]. 机械工程学报， 2008， 44（2）： 196-200.[8]CHEN Wenying， CHU Fulei， YAN Shaoze， et al. An interval parameter perturbation method for predicting the natural frequency bounds of intelligent truss structures with uncertain-but-bounded parameters[J]. Key Engineering Materials， 2007， 347： 569-574.（编辑武晓英）。

基于MSC_Patran_Nastran的桥式起重机主梁优化设计

基于MSC 1P atran/N astran 的桥式起重机主梁优化设计郑州大学机械工程学院　秦东晨　王迎佳　朱晓芳　陈江义　刘竹丽摘　要:针对现行主梁设计中存在的结构笨重、材料浪费严重的问题,基于MSC.Patran 平台,构造某型桥式起重机箱型主梁模型,应用MSC.Nastran 对其进行结构和受力分析;以主梁各板厚度为优化变量,以强度和刚度指标为约束,应用MSC.Nastran 提供的优化方法,进行以主梁结构轻量化为目标的优化计算,得到合理的优化结果。

对我国桥式起重机的现行设计方法进行了一些改进和探索。

关键词:桥式起重机;箱型主梁;MSC.Patran/Nastran ;优化Abstract :Applying current methods to design overhead traveling crane girder has the problem of cumbers ome structure and serious material waste.This takes box girder of the 5-16t overhead traveling crane as study object and presents an improved de 2sign method.The m odel of the girder is built based on MSC.Patran and structure and force analysis is performed using MSC.Nastran.The optimal method provided by MSC.Nastran is used to conduct optimal calculation to obtain as light girder as possible with girder plate thickness as optimal variables ,and strength and stiffness as constraints.The optimization results are reas onable.K eyw ords :traveling crane ;box girder ;MSC.Patran/Nastran ;optimization 采用有限单元法和优化设计方法,以某型正轨箱型梁桥式起重机为研究对象,通过计算机仿真分析起重机主梁的强度、刚度和稳定性,找出最大应力和最大变形处,然后在此基础上,完成以结构轻量化为主要目标的优化计算。

基于MSC.PATRAN／NASTRAN的飞机复合材料天线罩的建模及静强度分析

基于MSC.PATRAN／NASTRAN的飞机复合材料天线罩的建模及静强度分析摘要介绍复合材料天线罩的结构和校核方法及建模过程，以飞机某天线罩为例进行分析，通过对试验数据的分析，表明有限元建模计算与试验数据基本一致，说明该天线罩的设计满足强度要求。

关键词有限元模型；天线罩；优化；强度；刚度前言当前，复合材料是一种十分重要的材料，其具较强的可设计性、较高的比模量和比强度，以及优越的力学性能，在功能结构一体化中实现中较为方便，在飞机结构中更是得到较好的应用，本文采用Catia模块及MSC.PATRAN/NASTRAN 软件对飞机典型复合材料天线罩结构进行有限元建模及计算分析，从而使其在飞机更加充分、合理的使用。

1 复合材料的结构及承载特点飞机上的复合材料多采用蜂窝夹层结构，即内外两侧面是面板，中间夹层为蜂窝，如图1所示。

面板由SW280A/3218从内向外按一定的角度编织而成。

在计算夹层结构的弯曲和总体稳定性时，一般采用以下假设：（1）蜂窝在平行面板方向的刚度为零，即：（2）蜂窝横向不可压缩，即（3）面板很薄（t1≤h，t2≤h），因而面板自身弯曲刚度可以忽略；（4）薄板和薄壳，即夹层结构的总厚度远比板的长宽或壳的半径小；（5）采用线性理论。

有限元分析时，一般采用将整个夹层结构看成特殊的复合材料压层板，将蜂窝看成特殊的复合材料单向成。

2 罩体的有限元建模及计算分析具体包括，坐标系的选取；结构的离散化；元素的选择；约束条件的选取；载荷的分配；应变矩阵的计算；刚度矩阵的建立；位移及应力的计算。

首先，建立一个天线罩Catia曲面数模，在Catia模块下经过优化处理，导入有限元分析模块Pantran中完成罩体外形数据输入，材料数据输入，有限元网格划分及载荷的分配。

其次，根据载荷的分布特点，对模型做进一步优化，保证模型施加载荷准确性，并通过局部二次调配，使模型载荷与气动吹风载荷误差不大于2%。

图2给出优化后的罩体模型，共给出26个测压点，以面载的形式施加罩体模型上。

基于MSC.PATRAN／NASTRAN饿飞机装配型架刚度分析及优化设计

受的力主要来源于产品、定位器、意外载荷、操作工人等，按集中载荷加载到相应的节点上［卜。

１型架ＣＡＤ模型
型架主要由骨架、定位件和夹紧件等组成，保
证进入装配的零件、合件、件或段件在装配时组板的装配精度，型架刚度是影响型架精度的主要因素之一。某飞机装配型架主要是由主梁、杆、撑横斜
行的设计综合能力和灵活的设计模型再现能
力［＿３。
总质量／ｇｋＢ点变形／ｍｍ
４１优化设计的数学模型．
构成优化问题的数学模型主要包括目标函数、约束设计和设计变量。在本文型架结构优化过程中，减轻质量是优化目标，约束条件是Ｂ点变形挠
组成的，个部件之间焊接连接，机装配型架通各飞
３仿真结果分析
合理的有限元模型能很好地模拟实际的情况。本文对型架进行静力分析，因为装配型架Ｂ点变形将主要决定装配精度，架Ｂ点变形将作为设型计参考依据之一，因此分析中主要关注型架Ｂ点所在位置处骨架变形，进行刚度检验，而提出以进
优化方案。点的变形如图２示。Ｂ所
过调平螺栓放置水平地面上，型示意图如图１所模
示。
２有限元模型的建立
骨架的几何模型在ＭＳＰＲＣ．ＡＴＡＮ中直接建

基于MSC.Patran／Nastran的复合材料层合板稳定性优化

ＡｂｔａｔＡｓｕｔｒｌｐｉｚｔｎｓｆａｅｓｓｍｉｃｎｔｃｄｔｒｇＣＰＴＡｏｍａｄｓｃ：ｔｃｕａｏｔａｏｏｔｒｙｔｏｓｕｔｏｈＰＬ（ＡＲＮＣｍｎｒｒｍｉｉｗｅｓｒｅｈｕ
ｓａｃｔｏｄｏｔｏｒｐｃｅｐｅｍｅｔｍｅｏｓｕｅｏｐｉｚｎｅｔｉｋｅｓｏｕ－ｌｙｒ；Ａｔｅｒｈｍｅｄａｒｈｔｉｘｒｎｔｄｉｓｄｆｒｏｔｈｎｏｉｈｍｉｉｇｔｃｎｓｆｓｂａｅｈｈｓｈｅｏｄｓｅｔｅｓｃｎｔｐ，ｔｅｐｙｓａｋｎｇｓｑｅｃｆｔｅｌｍｉａｅｉｐｍｉｅｙａｇｎｔｃａｇｒｔｍ．Ａｓａｈｌｔｃｉｅｕｎｅｏａｎｔｓｏｔｚｄｂｅｅｌｏｈｈｉｉｉｎ
典型的设计变量为铺层角度、铺层厚度和铺层顺
作，在一定程度上，薄壳结构的稳定性设计比强度设计更为重要ｌ。高性能复合材料在航空、航２】
维普资讯
第２７卷第２期２００７年４月
飞
机
设
计
ＶＯＩ２．７Ｎｏ．２
ＡⅡ ＩＦＴＤＥＩ＝｛ＳＧＮ
Ａｐｒ
２００７
文章编号：１７－５９２０）２０３－３６３－９（０７０－０４０４
基于ＭＳ．ａｒｎＮｓａＣＰｔａ／ａｔｎ的复合材料ｒ层合板稳定性优化
常楠，赵美英‘ ，王
（．沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳２

基于PATRAN_NASTRAN的复合材料结构铺层的分级优化设计方法

a . 目标函数
Key words : multilevel optimization ; orthotropic experiment method ;
multi2constraint
①
收稿日期 :2004207220 ;修回日期 :2004208216 。
) ,男 ,硕士 ,专业方向为计算机辅助设计与工程分析。E 作者简介 : 李太鹏 (1980 — 2mail : xuymg @263. sina. com
2. 2 铺层厚度优化
式中 W 为结构质量 ; W i 为第 i 层质量 ;ρ i 为第 i 层材料密度 ; t i 为第 i 层厚度 ; S i 为第 i 层的材料面积。对于文中研究的复合材料层板结构 , 优化过程中结构各部分的平面形状不变 , 改变的只是分层铺设角和分层厚度。因此 , 以质量最小为目标进行的优化就转化为最小铺层厚度组合的优化。另外 , 由式 ( 2 ) 可知 ,结构应变能与分层厚度、各单元分层应力、应变有关。对于受面内力的层合板单元 ,外载不变时 ,应力与厚度成一次方反比关系 ,对于受弯的层合板单元 ,应力与厚度成二次方的反比关系 , 而应力与应变是成一次方的正比关系 ,所以由式 ( 2) 可知 , 应变能与分层厚度成反比关系 ,应变能越大 ,层厚越小。由此可以得出结论 ,以最小质量为目标进行优化与以结构最大应变能为目标进行优化 , 两者的收敛方向是一致的。所以第二级优化目标有两个 : n n m 1 max E = ∑Ei = ∑∑ {σ }T } ijt ijS i ( 5) ij {ε 2 i =1 i =1 i =1
Engineering Technology , Beijing University of Aeronautics and Astronautics , Beijing 100083 , China.

基于有限元方法的机身结构重量估算

基于有限元方法的机身结构重量估算张婷婷余雄庆（南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京 210016）摘要：机身重量估算是飞机总体设计的重要内容之一。

本文以大型客机机身为研究对象，研究一种基于结构有限元模型和结构优化的重量估算方法。

通过建立机身外形和结构参数化模型，利用计算机辅助设计软件CATIA的二次开发与结构分析软件MSC.Patran/Nastran的二次开发相结合的方法，实现了机身结构重量快速的、较精确的估算。

这种方法具有自动化程度较高的特点，可用于飞机初步设计阶段的机身重量估算。

关键词：飞机机身重量参数化结构模型有限元法 CAD引言在概念设计和初步设计阶段，飞机重量估算是飞机总体方案论证的一个重要内容，其估算的准确度对总体设计方案主要参数的选择具有重要影响，同时也是保证飞机总体方案能达到设计指标的基石。

重量估算的过于保守或者过于乐观，都会给后期阶段的重量控制带来很大的麻烦，甚至最后制造出来的飞机有可能达不到设计指标。

因此，重量估算的可靠性是飞机总体设计方案的重要内容。

目前，在飞机总体方案设计阶段，对飞机结构重量估算有三种方法：1）基于统计方法的重量估算方法；2）基于工程梁理论的重量估算方法；3）基于结构有限元模型和结构优化的重量估算方法。

在这些方法中，第3种方法计算比较精确，但计算过程比较复杂，不易于快速实施。

本文以大型客机机身为研究对象，研究一种快速的、自动化程度较高的、基于结构有限元模型和结构优化的机身重量估算方法。

一计算流程基于有限元分析和优化的机身重量估算流程如图1所示。

其主要步骤包括：1）机身外形参数化定义；2）CAD模型的生成；3）机身载荷分析；4）在MSC.Patran中生成机身结构模型；5）在MSC.Patran 中生成有限元模型并完成重量优化定义。

以下几节将阐述机身重量估算流程中主要步骤所采用的方法。

图 1 基于结构有限元分析和优化的机身重量估算方法流程图二机身外形参数化建模机身外形CAD 模型是用一种基于CST 的参数化建模方法[1]生成的，该方法根据特征剖面和纵向轮廓线，通过放样生成三维外形。