基于MSC_Nastran的无人机复合材料机翼有限元分析
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展杨超;杨澜;谢长川【摘要】近20年来长航时飞行的需求强烈,大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显,使得气动弹性力学面临新的挑战.本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器,调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法,着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况,并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议,供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】10页(P1009-1018)【关键词】气动弹性;大展弦比机翼;几何非线性;气动建模【作者】杨超;杨澜;谢长川【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言自20世纪90年代末起，由于长航时无人机、大型运输机和大型客机等长航时飞行器的高性能要求，高升阻比和轻质结构的设计充分体现在大展弦比机翼设计中，随之而来的一类新的非线性气动弹性问题开始受到关注，即大柔性飞行器的大变形几何非线性气动弹性问题。
采用轻质材料的大展弦比机翼是该问题的主要研究对象，其力学本质在于结构求解中的小变形假设不再适用，结构受力变形后的平衡态相对未变形的结构呈现明显的几何差异，结构的承载和变形状态引起的几何非线性因素使得结构静、动特性发生改变，并且改变静、动气动弹性耦合关系，从而使气动弹性的研究及应用面临新的挑战。
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。
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。
基于MSC Nastran的复合材料尾翼优化分析
板 的性 能不 仅 与单 层板 的材 料 性 能 有关 ， 而 且 与单
层 板 的铺设 方式 有 关． 单 层 板 的性 能 与 纤 维 材 料及 纤 维指 向有 关 ， 如各 单 层 板 的纤 维 指 向不 同或铺 层
顺序不同， 则可 以得 到各 种 性 能 的层 压 板 ， 因此 ， 在 不改变 单层 材料 的 情况 下 ， 有 可 能设 计 出各 种力 学
败． 本 文基 于航 空上 通 用 的 ＭＳ Ｃ Ｎ ａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ优化 模 块 ，
复合 材料 结构 以其 比强度 高 、 比刚 度大 、 性能 可 设计 等优 点 ， 已被广 泛应 用于 飞机结 构设 计 ． 复合 材
对 复合 材 料 尾 翼 进 行 铺 层 优 化 设 计 ， 取 得 较 好 的
ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｓ ａ ｎ ｄ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｄ ｕ ｒ ｅ ｓ ａ ｂ ｏ ｕ ｔ ｃ ｏ ｍｐ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｒ ｅ ｓ ｕ ｍｍａ ｒ ｉ ｚ ｅ ｄ．
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ：ｃ ｏ ｍｐ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ；ｌ ａ ｙ ｅ ｒ ；ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ； ＭＳＣ Ｎａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ
第２ ２卷 增 － ？ ｌ ｊ １
２ ０１ ３年 ５月
计 算 机 辅 助 工 程
Ｃｏ ｍｐ ｕ ｔ ｅ ｒ Ａｉ ｄｅ ｄ Ｅｎｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
Ｖｏ １ ． ２２ Ｓ ｕ ｐｐ １ ． １ Ｍａ ｙ ２０１ ３
文章 编 号 ： １ ０ ０ ６—０ ８ ７ １ （ ２ ０ １ ３ ） Ｓ １ — ０ １ ８ ９ — ０ ５
基 于 ＭＳ Ｃ Ｎ ａ ｓ ｔ ｒ ａ ｎ的复合 材料 尾 翼 优 化 分 析
NASTRAN结构有限元分析实例学习资料
(求解)
2020/6/10
34
步骤8：提交分析
将模型提交 MSC.Nastran 进行线性静力 分析
2020/6/10
35
Post-processing (后处理)
2020/6/10
36
步骤9：结果导入
automatically
2020/6/10
37
步骤10：结果显示-变形图
2020/6/10
选择 此平 面
选择
此直
线
13
步骤2 ：输入或建立几何模型— 由Patran直接建模（续）
删除原始平面
2020/6/10
14
步骤2 ：输入或建立几何模型— 由Patran直接建模（续）
用新建 的两条 直线对 平面进 行分割
2020/6/10
选择 右侧 平面
选择
此直
线
15
步骤2 ：输入或建立几何模型— 由Patran直接建模（续）
由于孔边存 在应力集中 现象，故孔 边单元需要 加密，通过 布置种子来 实现
2020/6/10
设置 种子 个数
选择
此边
19
步骤3：划分有限元网格-划分单元
2020/6/10
采用四边形 等参单元
选择此平面
单元平均尺 寸为3
20
步骤3：划分有限元网格（续）
2020/6/10
21
步骤4：施加边界条件
3
Pre-processing (前处理)
2020/6/10
4
To start, double click
2020/6/10
5
步骤1：创建库函数（DB函数）
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。
科技信息
博士・ 专家论坛
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 ．－
基于MSC_Nastran的复合材料层合板优化程序设计与实现
good inheritance and further develop ing p rospects, and furthermore, the design p rocedure of this p ro 2 gram can also be generalized to any op tim ization p roblem in which the structure never be changed. Key words: composite material; structure op tim ization; computer p rogramm ing
3 算例
311 优化模型
3 1 f06 文件是 Nastran的计算结果文件 , 其中 包含 Nastran 分析后的所有信息 , 包括应力 、应 变 、各节点位移 、各节点平衡力 、各分层失效指 标 、一阶屈曲临界特征值等 。从本文的优化算法 原理可以知道我们需要 Nastran 分析后的应力 、应 变等数据来计算新的设计变量值 。 3 1 f06 文件中 的数据具有很强的条理性和可读性 , 因此我们只 需 查 找 关 键 字 (例 如 : “MAX I MUM D ISPLACE2 M ENTS” 等 )就可以很轻松的通过编程来找到我们 所需要的数据 。 ( 3 ) 设计变量的计算 本文优化程序把从 3 1 f06 文件中读取的数据 放到不同的数组或变量中 , 通过本文第 1 节的优 化方法进行计算 , 得到层合板的厚度迭代因子 , 计算出新一轮的设计变量 。 ( 4 ) 3 1 bdf文件的修改 优化过程是一个不断将设计变量迭代和修正 直到最优的过程 。而迭代和修正设计变量就需要 不断地把上一轮的设计变量代入到目标函数中获 取新的厚度迭代因子 , 从而才能计算出下一轮的 设计变量 。利用新的设计变量计算新的迭代因子 首先就需要修改 3 1 bdf 文件中的设计变量信息 , 因此 , 修改 3 1 bdf文件就成了优化过程中关键的 一步 。本文优化问题最终的设计变量是复合材料
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。
基于FEMAPWITHNXNASTRAN的货舱结构有限元分析实例
Digital DesignD数字化设计62取文件”，在输入窗口中键入数据文件名即可。
图12 读取文件法所需的数据文件用以上两种方法修改模型参数完毕后，点击“工具”下拉菜单中的“程序”，在“程序”菜单中点选“例证”，在窗口下方出现的对话框中输入实例名称，如“m c p002_1”。
打开“工具”中的“族表”来查看刚才创建的实例，如图13所示。
使用此法建立多个实例。
图13 族表窗口3.更新摩擦片组件打开摩擦片组件“m c p.a s m”，摩擦片模型如图14所示。
如果需要将此组件更新为另一型号，需使用P r o/ENGINEER的替换功能进行操作。
当南通中远川崎船舶工程有限公司接到适合“共同结构规范”（简称C S R）的新型58,000吨散货船的设计图样时，中部货舱已经进行了有限元分析，其结构尺寸已经确定，但尾部货舱由于型线的收缩若仍然沿用中部货舱的结构尺寸，无疑是对材料的巨大本文通过58,000吨散货船5号货舱有限元计算实例，介绍了利用Femap with NX Nastran进行货舱整舱段有限元计算的基本过程。
这里主要侧重于模型的建立过程和计算，对于计算结果的后处理可以根据不同的规范要求分别进行。
基于FEMAP WITH NX NASTRAN的货舱结构有限元分析实例□ 南通中远川崎船舶工程有限公司 万冬冬的过程予以详细说明。
在实际应用中，设计人员可以通过人机交互方式给定摩擦片参数，系统将自动生成摩擦片三维模型，这避免了大量重复的设计工作。
同时湿式摩擦片的参数化建模也为干片式摩擦片及制动器的参数化和系列化设计奠定了基础。
图14 原始的摩擦片组件将鼠标放在左侧模型树的待替换元件上，右键单击，选择“替换”，在替换元件中点选“族表”，并选取目标模型，如选“mcp001_1”来替换“m c p001”，同理对所有需要替换的元件进行替换。
元件替换过程如图15所示，再生后得到的摩擦片组件模型如图16所示。
将模型保存副本为新名称mcp_1.asm，关闭模型，并拭除内存。
基于NASTRAN的某复合材料机翼综合优化设计_彭云
[收稿日期]2009-04-07[修回日期]2009-05-30[作者简介]彭 云(1979-),女,讲师,硕士。
研究方向:飞行器总体设计、结构设计。
基于NASTRAN 的某复合材料机翼综合优化设计彭 云(南昌航空大学航空与机械工程学院,江西 南昌 330063)[关键词]NASTRAN;动气弹;机翼;优化设计[摘 要]基于NA S TRAN 软件,研究了在机翼打样设计阶段考虑颤振约束条件进行结构综合优化设计的方法。
气动载荷采用亚音速偶极子格网法计算,颤振分析采用v -g 法,优化中以最小质量为设计目标,设计变量为蒙皮铺层参数。
对某复合材料后掠翼进行优化设计,设计结果满足静强度和刚度要求,颤振性能大幅度提高,对工程设计具有一定的参考作用。
[中图分类号]V 224 [文献标志码]A [文章编号]1001-4926(2009)02-0029-04R esearch of Synthesis Optim izati on ofW i ng Based on NA S TRANPENG Yun(A eronautic and M echanical Eng i neering D epart m ent ,N anchang H angkongUniversit y,N anchan g,J i angx i 330063,China)K ey word s :NA S TRAN;dyna m ic aeroe lastic ;w ing ;op ti m izationAbstrac t :The m ethod of structural synt hesis opti m iza ti on w ith fl utter constra i nt i n the theoreti ca l desi gn phase of w ing is studied .T he ae rodyna m i cs is ana l yzed using subson i c doub l e t latti ce m e t hod and the flutter i s ana l yzed usi ng v-g m e t hod .T he opti m izati on ob j ec ti ve is m i ni m a lm ass and t he design variable is ply para m eter of sk i n .The structura l syn t hesis opti m ization design of a certa i n compos ite s w ept back w ard w i ng i s accomp lished .The design sa ti sfi es sta tic streng th requ i re m ent ,and the flutter performance has a prod i g i ous i m provement .The result can be re ferred to i n t he eng i neer i ng design .随着对燃油效率和先进的气动、结构设计技术的关注,要求更高的有效载荷与结构重量比。
基于MSC Nastran的无人机复合材料机翼有限元分析
明确 的工 程 实 用 价 值 。基 于 Ｃ ＴＡ 三 维 设 计 环 ＡＩ
境为平 台 ， 首先 建立 飞机 机翼 的结 构参数 化模 型 ， 然 后将该 模 型导人 ＭＳ ． ａ ａ Ｃ Ｐ ｔ ｎ或 Ａ Ｓ ｒ Ｎ Ｙ软件 ， 立 有 建 限 元 分 析 模 型 ， 后 利 用 现 有 的 有 限 元 求 解 器 最
带 不 同的设 备 ， 行侦 察监 视 、 地攻 击 、 执 对 电子 干扰 、
部件 的应 力 、 应变 和 固有频 率 ， 为机翼 优 化设计 和 材 料选 用提 供有 效 的依 据 。
通 信 中继 、 目标定 位 、 击损 伤有 效评 估等 任务 。在 攻
民用 方 面 ， 无人 机 除 了可 用 于航 空摄 影 、 象 探 测 、 气 勘探 测绘 、 境研究 、 辐射 探测 、 环 核 通信 中继 、 灾监 水 视、 森林 火灾 防救 、 电力 线 路 检 查 等外 ， 在 大 型牧 还 场 和城 区监视 等方 面将具 有 广泛 的市 场前 景 … 。 飞机 结构必 须 具 备 足 够 的 刚度 与强 度 ， 时总 同 体对 飞机 结 构 重 量 还 提 出 了严 格 要 求 。 复 合 材 料 自产 生 以来 ， 以其 比强 度 高 、 就 比刚 度 大 、 型 工 成 艺性好 及其材 料 的 可设 计 性 ， 为无 人 机 的减 重 以及 成 本 的降低 提供 了可 能性 。复合 材料 甚 至 已成为 了
（ Ｃ Ｎ ｓａ ＭＳ ． ａｔ ｎ或 Ａ Ｓ 求 解 ’ ｒ Ｎ Ｙ） 。该 方 法 虽 然 有
效 地利 用 了 Ｃ ＴＡ强 大 的三 维 设计 能力 ， 基 于 它 ＡＩ 但
机翼 建 模 比较 复 杂 ， 将 机 翼 简化 为 板 杆 结 构 而
实现飞机机翼快速研制的有限元建模集成技术
实现飞机机翼快速研制的有限元建模集成技术作者：航空制造工程研究所岳中第刘斌摘要：基于MSC/PATRAN的开放平台，实现了飞机数字化设计过程中的CAD/CAE的紧密集成；利用MSC/PATRAN的CAD接口技术与PCL语言，开发了飞机机翼薄壁组合结构的FEA模型程序；它能针对飞机机翼结构的特征，快速配置并修改机翼部件的有限元模型。
几种类型的翼面结构布置表明，它能有效地缩短机翼有限元建模周期，自动实现翼面结构节点的求值和单元数据的产生，使有限元模型在计算几何上更加精确于原数字化模型，实现了面向机翼快速研制集成的有限元数字化建模。
1 引言在飞机设计制造过程中，实现全寿命周期的数字化技术，已经摆在航空行业面前。
仅以飞机机翼快速研制系统集成技术为例，CAD/CAE/CAPP/CAM应用已空前普及；其中，MSC/NASTRAN发挥了巨大的作用。
机翼外形的CAD数字化模型确定之后，机翼结构的快速配置与优化需要CAD/CAE的紧密集成及FEA快速数字化建模。
但是，为了准备FEA 分析模型，实现CAD数字化模型向NASTRAN数字化模型的转化，人工工作量较大，建模周期比较长。
面对全寿命周期的数字化建模技术，对CAD/CAE的紧密集成与FEA建模自动化，又有了更高的技术要求。
“九五”期间，针对这种情况AVIC与MSC签订了技术合作开发协议“MEMORANDUM FOR JOINT DEVELOPMENT BETWEEN AVIATION INDUSTRIES OF CHINA AND THE MACNEAL－SCHWNDLER CORPORATION. June 15. 1996 ”，利用已有的预研成果，在MSC/PATRAN的PCL平台上开发了飞机的有限元建模软件--AERO_FEMP ( AEROnautical Finite Element Modeling Program )。
该建模软件，应用飞机结构特征技术，实现了CAD模型向NASTRAN模型的数字化转换。
基于MSC Nastran的某电机支架强度优化分析
基于MSC Nastran的某电机支架强度优化分析作者：陈启亮金常忠王朋波高岩来源：《计算机辅助工程》2013年第03期摘要：采用有限元法对一款电机支架进行强度仿真和优化，将刚性单元和集中质量单元组合模拟负载质量连接，具有较高的计算精度和计算效率.强度分析结果表明，电机支架的端部支撑部件有应力集中现象，存在强度破坏风险.针对风险位置进行结构优化设计，使电机支架破坏的风险有效降低.关键词：电机支架；有限元；强度分析；结构优化中图分类号： TM31文献标志码： B0引言在结构设计中，电动机等部件作为质量负载连接在电机支架上.在实际使用过程中，电机支架受到各种载荷作用，可能会产生强度方面的问题.[1-2]应用有限元法进行结构风险预测能够缩短研发周期，降低研发成本，已成为工程行业广泛应用的主要手段.[3-4]本文应用有限元法，以某电机支架为研究对象，建立包含壳单元、体单元、集中质量单元和刚性单元等单元形式的有限元分析模型，采用MSC Nastran软件进行应力分析，并针对强度风险区域进行结构优化.1有限元建模本文所研究的电机支架，其两端通过螺栓固定安装在车身上，中段为管状支撑结构，向外侧延伸的支撑零件与管状支撑结构通过缝焊连接，并且固定着电机和减速器等质量负载.电机支架结构见图1.有限元模型中，支撑梁和连接板等钣金件用板壳单元模拟，以四边形壳单元为主，含少量三角形单元；实体金属块用实体单元模拟；缝焊采用节点对齐的RBE 2单元模拟，螺栓采用刚性单元与杆单元以RBE 2-CBAR-RBE 2的形式模拟.电动机和减速器等部件为铸造外壳，外壳刚度相对于整体电机支架结构大很多，故采用刚性单元和集中质量单元组合的方式来模拟：电机和减速器均简化为集中质量，采用CONM2集中质量单元模拟，质量单元与悬挂位置之间用RBE 2连接.3种极限工况中，电机支架的端部支撑件是结构的薄弱区域，最大应力均出现在此处.在颠簸工况的应力集中最为严重，最大应力为137 MPa.根据应力分析结果，电机支架的端部支撑件是主要的应力集中区域，虽然各工况的最大应力均低于材料的屈服极限235 MPa，但颠簸工况的安全因数仅为1.7，低于工程经验的安全因数，有一定的破坏风险，需要优化改进.3结构优化针对颠簸工况电机支架的端部支撑件，提出2种优化方案，见图3和4.优化方案1：改变端部支撑件的结构安装位置，形成上下相对的连接结构，支撑件最大应力下降到90.3 MPa，安全因数提升为2.6；优化方案2：安装方式和位置不变，加强端部支撑件的设计结构，封闭支撑件的开孔，最大应力下降到97 MPa，安全因数提升为2.42.从安全因数以及强度风险的角度对比，优化方案1是最优的，但是优化方案1需要调整电机支架的装配工艺.优化方案2的安全因数略低于优化方案1，同样满足工程设计的要求，而且不需要调整电机支架的装配工艺.经过对比，设计部门认为方案2实施工艺和变更难度更低，因此选取优化方案2作为新的设计方案.4结束语对电机支架进行应力分析，结果表明端部支撑件在颠簸工况的安全因数仅为1.7，存在强度风险.所提出的两个优化方案的改进效果均可满足设计要求，方案1的安全因数更高，结构本身也相对简单，但支架结构的装配工艺改动更大；方案2的零件本身较复杂，但无须改动电机支架的装配工艺，更适合作为工程化设计方案.通过有限元法对关注零部件进行分析，可以在结构设计阶段进行风险预测和结构优化，规避设计风险；避免“设计—生产—试验—改进”的重复，缩短研发周期，降低研发成本.参考文献：[1]黄国宁，陈海，霍应元. MSC Nastran优化在结构强度设计中的应用[J]. 计算机辅助工程， 2006， 15（S1）： 50-52.[2]张胜兰，郑冬黎，郝琪，等. 基于HyperWorks的结构优化设计技术[M]. 北京：机械工业出版社， 2007： 151-202.[3]BEERMANN H J. Static analysis of commercial vehicle frames[J]. International Journal of Vehicle Design， 1984， 5（1）： 26-52.[4]曾攀. 有限元分析及其应用[M]. 北京：清华大学出版社， 2004.。
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。
NASTRAN软件在复杂结构力学特性分析中的应用
NASTRAN软件在复杂结构力学特性分析中的应用作者：蒙上阳唐国金雷勇军摘要：利用MSC/NASTRAN有限元分析软件分析运载火箭仪器舱的屈曲与振动、撞击岩石、固体导弹装药结构完整性、气动加热对固体导弹应力场的影响、运载火箭竖立状态振型等5个复杂结构力学特性，结果表明，MSC/NASTRAN的分析精度较高。
关键词：复杂结构模态碰撞结构完整性应力分析MSC/NASTRAN 软件随着社会发展的需要，在各个领域中出现了越来越多的复杂结构，这些结构在工作过程中会承受多种外载荷的联合作用，其应力、应变、位移、热变形及振动响应等问题的分析均比较复杂。
过去由于计算机的限制，对复杂结构的力学分析常感到力不从心，近十年来随着计算机技术和图形设备性能的不断提高，结构CAD/CAM技术的迅速发展，以及计算力学理论的进一步完善，结构CAE技术如今已成功地应用于各种工程部门的结构设计。
采用先进的结构CAE分析软件进行结构设计与分析，有利于节约研制费用、缩短研制周期，提高产品竞争能力。
同时可以全面、精确分析设计对象的物理状态，寻找最优参数，以便进行经济合理的结构设计。
以有限元法为基础的各种通用结构CAE分析软件现阶段种类非常多，它们以各自的优势在各自的工程部门得到了成功的应用。
一些著名结构分析软件包括MSC/NASTRAN，ANSYS，ABAQUS，MARCD，SAP91等。
而其中由美国宇航局支持发展的NASTRAN软件以其完备的前后处理技术、优化的数值求解方法、全面的结构分析能力已成为有限元分析软件的典范。
下面仅就几个具体例子对MSC/NASTRAN在结构分析中的应用做简单介绍。
1 复杂结构力学特性分析1.1 某型号运载火箭仪器舱的屈曲与振动模态分析仪器舱是火箭结构的重要组成部分，一般位于火箭上部，其主要功能是为火箭的各种仪器设备提供有效的安装空间和正常的工作环境。
在火箭工作过程中，仪器舱要承受较大的外载荷作用，包括轴向力、弯矩、剪力、外压和振动载荷等，因此，仪器舱也是火箭结构的承载部件。
基于MSC.Nastran优化梁元偏置的分析
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｉ ｎ ｔ ｌｍｅ ｔｅ ｇｎｅ ｒｎ ｎａｙ ｉ ｆｓｒ ｔ ｒ ｓ ｔ ｅ ｓ ｐ ｏ ｔ ｏ ｍ ｎｄ ｐ ａ ｉ ｄ ｓ ｒ ｃ ： ｎ ｆ ｉ ｅｅ ｎ ｎ ｉ ｅ ｇ ａ ｌｓｓｏ ｔｕｃｕ ｅ ， ｈ ｕ ｐ ｒ ｎｇ ｆｒ ａ ｌｃｎｇ ｍｏ ｅ ｉ ｅ ｉ ｉ ｏ ｅ ｂ ａ ｉｆｕ ｎｃ ｎａｙｉ ｅ ｕ ｔ ｉｅ ｔ ｎ ｔｒ ｅ ｉ ｎ ｉｎａ ｐ ｃ ． Ｉ ｈ ｓｐａ ｅ ， ｔ ｅｓ ｆｅ ｅ ｆｔ ｅ ｍ ｎ ｅ ｅ ａ ｌｔｃｒ ｓ ｌｓｄ ｒ ｃｌ ｉ ｅ －ｄ ｍｅ ｓｏ ｌｓ ａ ｅ ｎ ｔ ｉ ｐ ｒ ｈ ｄ ｎ ｄ ｈ ｌ ｙ ｈ
ｐ ｎ ｌｉ ｍａ ｅ ｕ ｆ ｅｓ ｅｌ ｎ ｅ ｍ ｌｍｅ ｔ ｉ Ｃ Ｐ ｔａ ． Ｓｒ ｃｕ ａ ｏ ｔ ｚ ｔ ｎ ｉ ｃ ｒｉｄ ｏ ｔ ａ ｅ ｓ ｄ ｐ ｏ ｈ ｌ ａ ｄ ｂ ａ ｅｅ ｎｓ ｎ ＭＳ ． ａｒ ｎ ｈ ｔ ｔ ｔｒ ｌ ｐ ｉ ａ ｉ ｓ ａｒｅ ｕ ｕ ｍｉ ｏ
原 模 型 ，用 ＭＳ ． ｒ 进 行 了模 态 分析 ，并 比 较 了前 三 阶模 态 。 最后 ，得 出 了结 论 ， 如 设 计 中不 考 虑 梁 元 偏 Ｃ Ｍａｃ
心 ，会给梁元尺寸的优化结果 带来极大 的误差 ，并对 刚度的影响也不可忽略 。考虑 梁元偏 置的加筋板 不仅具
有最小质量 ，而且具有广泛的实用价值 。
采用 MSC Nastran 和 Marc 实现复杂复合材料的开创性研究
采用MSC Nastran 和Marc 实现复杂复合材料的开创性研究加速产品创新的多学科仿真解决方案领导者MSC 软件公司日前宣布，斯坦福大学采用MSC Nastran 和Marc 对复杂复合材料的测试和分析进行开创性研究。
此项研究旨在缩小测试的范围，降低成本、优化测试配置的设计，并重新定义结构变形和破坏过程。
MSC 仿真解决方案的卓越分析功能可有效预测多相复合材料的失效特征，使进一步探索和创新成为可能。
传统的多相复合材料建模方式大部分基于一定程度的均化理论，采用多种特性的材料并对其进行建模，以便根据具有相似特性的材料进行评估。
斯坦福大学航空航天系终身教授蔡教授及其团队采用细观力学来识别复合材料分层的局部多相性，以便建立更加精确的二维壳体和三维实体模型。
MSC Nastran 和Marc 所包含的专业的复合材料分析能力可阐明模型的失效特征。
在最近应用到创新的双角度NCF（非褶皱无纺布）织带上时，这种新方法已显现出有效的初步结果。
双角度NCF 是革命性的轻质材料，其强度等同与碳纤维材料，而重量却减轻达30%。
通过采用MSC 的仿真解决方案高效地前处理工具可以进行复合材料的铺层设置创建独特的双角度NCF模型，最终实现制造流程的优化设计。
蔡教授表示：“我们发现，MSC 软件解决方案既具备技术深度，又便于使用。
它使我们面临的各种难题迎刃而解。
我们很高兴能够学习和了解更多的问题，并且会继续做进一步的探索。
”MSC 软件公司总裁兼首席执行官Dominic Gallello 表示：“由于对车用燃料效率和安全性的要求显著提高，因此迫切需要能够对更轻质、更强韧的材料的行为进行预测。
蔡博士是这一领域的开创者，我们很高兴能够在如此重要的项目中与他合作。
”随着近来多相材料所取得的进步，采用物理和几何模型表述复杂材料具有越来越重要的意义。
在分析过程中，这些模型能够更加精确地评估多相复合材料在真实环境中的表现。
关于蔡为仑教授蔡为仑教授是斯坦福大学航空航天系终身教授。
26347994_大展弦比复合材料机翼的有限元分析
作者简介：刘嘉（1990-），男，硕士研究生，主要研究方向为飞机结构强度设计。
收稿日期：2021-07-30随着复合材料及其成型工艺技术的快速进步，在飞机结构设计中先进复合材料的应用比例也越来越高。
相对于大型商用飞机和军机而言，通用飞机最大起飞重量、最大巡航速度和翼面气动载荷均较小，因此降低了复合材料在通用飞机上的使用难度。
新型通用飞机使用先进复合材料的比例开始逐年提升，统计数据表明，2020年复合材料在通用飞机结构设计中的使用比例高达69%，某些小型飞机的复合材料用量甚至超过了飞机总重量的90%以上。
目前复合材料成型工艺主要有手糊成型法、纤维缠绕成型法、热压罐成型法、模压成型法、喷射成型法、真空袋压成型法、RTM 成型法等等。
国内自20世纪50年代开始采用真空袋压法来制作飞机的雷达罩，70年代初又采用热压罐成型法制作碳纤维复合材料机翼后缘板和硼纤维复合材料起落架后舱门等[1]。
真空袋压法是目前在航空领域应用比较成熟的技术，通过将被压紧件用封闭的真空袋包裹起来,再对真空袋内部抽真空去气泡,使大气压力传递到被压复材件的表面,从而达到胶接固化的目的。
本文介绍了一种双发通用飞机复合材料机翼的真空袋压成型制作方法，根据制作工艺铺层设计在CATIA 软件中建立了该机翼的三维模型，在确定材料属性、气动载荷分布及其大小的基础上，利用有限元分析软件MCS.Patran 对机翼结构进行铺层设计和静力强度分析[2]，获得了机翼的应力分布及变形量的大小，为后续的静强度试验提供了数据参考。
1 机翼结构简介该通用飞机机翼为双翼梁式长方形结构，分左、右两个组件，由机翼主承力结构、翼尖小翼、外襟翼和副翼组成。
机翼主承力结构由前梁、后梁（盒形梁与工字梁的组合体）、加强肋板、后缘纵樯和上下蒙皮组成。
燃油箱为分块式油箱，分三块利用软管连接，并通过加强肋板固定在前后翼梁之间，加强肋主要用来保持机翼横截面形状和支撑上下蒙皮,以此来提高机翼在气动压力下的稳定性。
基于nxnastran对飞机主起车架在刹车转弯过程中的静力分析
nn o-pe rfection R&DI基于NX Nastran对飞机主起车架在刹车转弯过程中的静力分析文/陈和潮折世强高养护陈大治航空、航天、船舶、汽车、工程机械、建筑等许多行业的产品都涉及到结构，通常产品的好坏是通过对结构的性能进行评价而得到的结论。
判定一个结构好与坏的判据非常多，比如，外观的美观程度，功能实现情况，结构的可靠性、安全性、寿命、稳定性等都是判定一个结构好坏的主要依据。
在实际工程中，通常从结构的静力学，动力学、破坏力学、热力学、噪声等几个方面着手对结构性能进行评价。
结构性能分析通常采用以下三种方式：试验与实验测定、理论与数值分析、理论分析与实验测定相结合的综合分析等。
工程中的结构通常比较复杂，最常用的方法为数值分析方法。
工程上常用的数值分析方法主要包括：有限单元法、有限差分法和边界元法。
最通用、最常用、最成熟的当属有限单元法，简称有限元法（FEM，Fi ni t e El em ent s M et hod）。
在此，我们将采用有限元法对某飞机主起车架在飞机刹车转弯这一过程进行有限元的静力分析，在此简称有限元分析（FEA，Fi ni t eEl ement A nal ysi s）。
以获得该主起车架在特定的环境下力学性能参数，了解该主起车架几何机构是否满足使用要求，通过对仿真结果的查看可以指导结构设计，进而优化结构，使得该主起车架在满足使用要求的前提下具有最优化的几何结构。
从而帮助设计人员对飞机起落架主起车架的设计做出正确的评价。
主起车架在刹车转弯过程中的静力计算理论关键理论基础所谓静力分析就是不考虑时间和惯性效应，根据结构所承受的静态载荷和结构本身的刚度计算结构的变形和应力。
结构的变形和载荷的关系体现结构的刚度，应力的分布与大小体现了结构的强度。
静力分析的对象一般分为受约束的结构体和自由运动的结构体。
自由运动的结构一般存在惯性，对于静力问题，为了排除惯性因素，需要进行惯性的释放。
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FRP /C M 2010.No .1基于1的无人机复合材料机翼有限元分析尹星研,冯振宇,卢 翔(中国民航大学航空工程学院,天津300300)摘要:以某型无人机复合材料机翼为基础,基于MCS 1Patran 建立四种不同结构机翼有限元模型,并利用MCS 1Nastran 进行强度校核和模态分析。
分析各元件的承载情况,对机翼的结构进行优化,从而提高机翼的寿命,降低生产成本。
关键词:无人机;复合材料;机翼;有限元法;MCS 1Nastran /Patran中图分类号:T B332 文献标识码:A 文章编号:1003-0999(2010)01-0003-04收稿日期:2009207212作者简介:尹星研(19832),女,研究生。
1 前 言鉴于无人机(UAV )独有的低成本、低损耗、零伤亡、可重复使用和高机动等诸多优势,其使用范围已拓宽到军事、民用和科学研究三大领域。
在军用方面无人机作为空中侦察平台和武器平台,通过携带不同的设备,执行侦察监视、对地攻击、电子干扰、通信中继、目标定位、攻击损伤有效评估等任务。
在民用方面,无人机除了可用于航空摄影、气象探测、勘探测绘、环境研究、核辐射探测、通信中继、水灾监视、森林火灾防救、电力线路检查等外,还在大型牧场和城区监视等方面将具有广泛的市场前景[1]。
飞机结构必须具备足够的刚度与强度,同时总体对飞机结构重量还提出了严格要求[2]。
复合材料自产生以来,就以其比强度高、比刚度大、成型工艺性好及其材料的可设计性,为无人机的减重以及成本的降低提供了可能性。
复合材料甚至已成为了小型无人机的主体材料[3]。
数字化建模方法在航空工业领域得到了广泛应用[4]。
对于无人机机翼结构静力分析、模态分析[5]以及优化设计等方面来说,结构有限元方法最具有明确的工程实用价值[6]。
基于CATI A 三维设计环境为平台,首先建立飞机机翼的结构参数化模型,然后将该模型导入MSC 1Patran 或ANSY 软件,建立有限元分析模型,最后利用现有的有限元求解器(MSC 1Nastran 或ANSY )求解[6,7]。
该方法虽然有效地利用了CATI A 强大的三维设计能力,但基于它只能得到结构的参数化模型,将该模型导入有限元分析软件的工作量很大。
为了减少工作量,降低几何模型导入过程中的错误,本文选用MCS 1Patran 建模。
首先以某型无人机复合材料机翼为基础,基于MCS 1Patran 建立简化机翼、平直翼、梯形翼和带桁条平直翼四种不同结构机翼有限元模型。
然后,利用MSC 1Nastran 对四种有限元模型进行求解。
最后,对比不同翼型中主要部件的应力、应变和固有频率,为机翼优化设计和材料选用提供有效的依据。
2 无人机机翼结构分析此型无人机采用上单翼,主要由翼肋、碳管、蒙板、蒙皮组成。
翼肋主要用来保持机翼截面形状,支持蒙板和蒙皮,以此来提高机翼受压稳定性。
蒙板以沿展向受拉压的方式承受弯矩载荷。
蒙皮包在整个机翼骨架外面,保证机翼外表光滑,并承受局部空气动力。
碳管是连接机翼与机身的部件,并用来承担机翼的弯矩、扭矩和剪力,可以看作无人机的翼梁。
3 有限元建模任何结构的有限元分析都离不开几何结构的准确建模和载荷的真实模拟。
机翼的外载荷有两种类型,一种为分布载荷,另一种为由各接头传来的集中载荷。
气动载荷是机翼最主要的载荷,它在不同的飞行状态下其数值和分布情况是不同的。
因此对机翼强度校核必须对机翼受力进行合理地简化。
1 四种类型机翼有限元模型机翼建模比较复杂,而将机翼简化为板杆结构的简化模型,其建模就比较简单,如图1(a )所示。
如果简化模型强度分析和模态分析结果相对可信,便可应用于初期设计,降低设计成本,缩短设计周期。
为了进一步分析比较不同机翼应力分布,建立FRP /C M 2010.No .1平直翼(图1(b ))和梯形机翼(图1(d ))。
梯形机翼由于后五根翼肋弦长的不同,翼肋上第二个圆孔的半径也不相同,所以碳管不能全部贯穿,为了承受机翼扭矩,建立第二根碳管,如图1(d )所示。
为消除平直翼翼肋的应力集中,在平直机翼中加入桁条,从而增大机翼的承载能力,如图1(c )所示。
图1 机翼有限元模型Fig 11 Finite ele ment model of the wings1 施加边界条件机翼在碳管(翼梁)的根部通过耳片与机身对接,通过螺栓固定。
机翼根部的蒙皮和蒙板也通过一定度量的螺栓与机身连接。
在MCS 1Patran 中认为这些螺栓连接为固定约束。
因此,在MCS 1Patran 建有限元模型时,使元件连接处的有限元网格节点重合,并进行合并。
同时在机翼根部各有限元网格节点上施加固定约束。
1 载荷分析在施加载荷时必须要清楚机翼结构的载荷传力路径及边界条件,将载荷按照其结构传力路径加载才能得到符合实际的分析模型。
机翼外载荷的主要形式为分布载荷,所谓分布载荷,对于机翼而言是给出沿展向和沿弦向力的分布。
主要的分布载荷为气动载荷。
气动载荷直接作用在蒙皮上,蒙皮把气动载荷分别传给长桁和翼肋,长桁把自身承担的初始气动载荷传给翼肋。
翼肋上气动载荷的合力作用在该翼剖面的压力中心上,并近似认为它垂直于翼弦线。
因此可以把翼剖面上的气动合力加载在翼肋的压心上,到达简化载荷的目的。
4 算 例以所建的四型机翼有限元模型为基础,对机翼各元件进行强度分析和模态分析。
假设在机翼上施加250N 均匀分布载荷,即在每根翼肋的焦点处施加载荷,每根翼肋施加22172N 载荷。
翼肋的焦点可以通过下面的公式得出:λ=C t C r(1)C A=23C r (1+λ21+λ)(2)X =0.25C A(3) 式中,C A 为平均弦长;C r 为翼根弦长;C t 为翼尖弦长。
机翼与机身连接简化为固定约束,各元件的材料的物理参数如表1、表2所示。
其中,翼肋和蒙板为巴沙木;桁条和碳管为碳纤维复合材料;蒙皮为塑料。
表1 材料特性参数Table 1 Material characteristic para meters翼肋桁条碳管蒙板蒙皮弹性模量/GPa11100100113116泊松比01330133013301330132密度/kg ・m-310001550155010001200表2 材料的厚度尺寸Table 2 M aterial di m ensi on para meters 翼肋桁条碳管蒙皮蒙板厚 度/mm33201131 强度分析根据建立的有限元模型,考虑均布载荷对机翼的影响。
如图2所示,简化模型应力值和变形由翼梢至根部递增。
由于施加的分布力靠近机翼前缘,在翼根处的机翼前缘应力值达到最大。
平直翼、梯形机翼模型(如图3、图4所示),在翼肋与碳管连接孔处,产生了应力集中,并且应力值和作用范围从翼梢到翼根逐渐增大;碳管应力主要集中在碳管的与翼肋连接处,呈阶梯状分布,应力值由翼根处向翼梢递增,在翼梢处近似为零;蒙板和蒙皮应力在翼根与翼肋连接处最大,并沿翼弦方向对称分布。
可以看FRP /C M 2010.No .1出各元件的最大应力往往出现在机翼根部;带有桁条平直翼模型(如图5所示),应力平均分配到各个翼肋,桁条上应力呈阶梯分布,从而消除了应力集中,避免了局部损伤。
因此设计时对桁条的材料要进行精心选择,以降低其它承力部件的应力作用来延长机翼的使用寿命。
图5 有桁条的平直翼各部件应力图Fig 15 Stress nephogram of straight wing withstringer me mbers 从表3可以看出,简化模型的应力值与实际情况有一定的差距,在对机翼进行精确计算时需要建精确的有限元模型。
表3 四种类型机翼各元件最大应力Table 3 M ax stress of four kinds of wing翼 肋碳 管蒙板和蒙皮平直机翼10MPa 24MPa 1186MPa 梯形机翼9143MPa2218MPa2125MPa 有桁条平直翼2018MPa (翼肋)2618MPa (桁条)简化模型4197MPa作用于蒙板和蒙皮的应力比较小,这是由于蒙板和蒙皮将应力传递到了翼肋和碳管上,从而翼肋和碳管应力比较大。
在校验机翼强度和刚度时,主要是校验碳管强度是否满足材料许用应力要求,设计时要求精心地选择碳管材料,以保证机翼结构安全。
1 模态分析从表4可看出,5阶频率后平直翼的固有频率近似于梯形机翼固有频率的两倍,但在4阶频率之前两型机翼的固有频率非常接近。
设计要避免机翼与外界发生共振,防止机翼结构受到损伤,延长机翼的使用寿命。
表4 四种类型机翼固有频率Table 4 Free frequency of f our kinds of wing简化模型Hz平直机翼Hz梯形机翼Hz有桁条平直翼Hz Mode1831091451616631757501817Mode2186107204187247128184152Mode3205182251125277154270141Mode421912730815291195331133Mode5250156619164357197664172Mode62581838231644091568141265 结 语(1)基于MSC1Patran直接建立的有限元模型与通过CATI A建立参数模型再提交MSC1Patran或ANSY软件建立的有限元模型相比,具有同样的可靠度和精度,且大大减少了工作量;(2)模型计算可以为优化部件的选材提供明确的依据和指导。
大大提高了设计和优化的速度,降低成本;(3)利用碳管质量轻、强度高的特性,在满足机翼应力要求的情况下,有效地减轻机翼质量。
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