基于MSC Nastran的机翼振动抑制技术研究

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基于CFD的机翼颤振分析

great influence on aeroelastic response. When they get to some values, limit cycles appear. And the
amplitudes increase with freestream velocity, reeplay clearances and freeplay position, while decrease with friction and keep constant as initial pitching angle changes.
韩景龙20070301南京航空航天大学硕士学位论文摘要本文利用了fluent软件强大的流体计算功能通过其udf功能来编写结构方程和流固耦合程序并实现数据传递从而实现了利用流固耦合方法来进行气弹分析为在时域内分析复杂结构的非线性气动弹性响应问题提供了有效手段具有重要的工程应用意为能正确进行气动弹性分析本文首先对振荡翼型的非定常特性进行了研究包括小攻角时和动态失速时的非定常气动力计算并与实验结果进行了比较
Key words: aeroelasticity ,stall flutter ,UDF，Fluent ,dynamic stall,freeplay nonl
图清单
图 1.1 气动弹性力三角形 .................................................................................................. 1 图 2.1CFD 流程图 .............................................................................................................. 9 图 2.2 基于弹簧光滑节点开始状况 ................................................................................ 17 图 2.3 基于弹簧光滑节点结束状况 ................................................................................ 17 图 2.4 二维网格数据结构示意图 .................................................................................... 19 图 2.5 三维网格数据结构示意图 ................................................................................... 20 图 3.1 第一套网格 ............................................................................................................ 23 图 3.2 第二套网格 ............................................................................................................ 23 图 3.3 第一套网格升力系数曲线 .................................................................................... 24 图 3.4 第二套网格升力系数曲线 .................................................................................... 24 图 3.5 阻力系数曲线比较 ................................................................................................ 24 图 3.6 失速机翼周围的流场速度分布 ............................................................................ 24 图 3.7 α 0 = 5° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ............................................. 25 图 3.8 α 0 = 10° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 26 图 3.9 α 0 = 12° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 26 图 3.10 α 0 = 15° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ......................................... 26 图 3.11 深度失速时（ α 0 = 12° ）机翼周围流场的速度分布 ........................................ 28 图 3.12 α1 = 2° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 29 图 3.13 α1 = 5° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线 ........................................... 29 图 3.14 α1 = 10° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线.......................................... 29 图 3.15 α1 = 15° 时升力系数迟滞曲线和力矩系数迟滞曲线.......................................... 30 图 3.16 k = 0.05 ，不同雷诺数下的非定常特性比较..................................................... 30 图 3.17 k = 0.1 ，不同雷诺数下的非定常特性比较 ....................................................... 31 图 3.18 k = 0.15 ，不同雷诺数下的非定常特性比较..................................................... 31 图 3.19 k = 0.2 ，不同雷诺数下的非定常特性比较....................................................... 31 图 3.20 k = 0.4 ，不同雷诺数下的非定常特性比较....................................................... 32 图 4.2 具有 2 个自由度的翼型示意图 ............................................................................ 36 图 4.3 复合材料夹层板结构机翼模型 ............................................................................ 38 图 4.4V＝40m/s，二维翼型的颤振响应 ........................................................................ 39 图 4.5V＝46.75m/s，二维翼型的颤振响应 ................................................................... 39

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。

P023-用MSC.Nastran进行流固耦合系统的动力学分析

用MSC.Nastran进行流固耦合系统的动力学分析王安平刘兵山中国科学院光电研究院北京 100190摘要：本文用Nastran2005对一个流固耦合系统进行了模态分析，结合一个密闭的薄壁结构模型，给出了分析的一般过程和需要注意的问题，也给出了该薄壁结构的模态频率、空腔系统的声学模态频率，以及耦合系统中，结构和空腔的声学模态频率和振型的变化。

关键词：Nastran，流固耦合，声学Modal Analysis Using MSC.Nastran for CoupledFluid-Structure SystemWANG Anping, LIU BingshanAcademy of Opto-Electronics, Chinese Academy of Sciences, Beijing, 100190 ChinaAbstract：The paper introduced the modal analysis method for the coupled fluid-structure (CFS) system using MSC.Nastran2005. Combinedthe model of a sealed laminated structure, analytical approach andwatchful items are presented. And making use of the MSC software, thestructure modal analysis and the cavity acoustic modal analysis of the CFSsystem are simulated.Keywords: Nastran, Coupled fluid-structure, Acoustics0 前言流固耦合法广泛应用于声学和噪声控制领域，如发动机的噪声控制。

对空腔结构(比如汽车车室、宇宙飞船船舱)进行流固耦合分析，可以知道耦合作用对系统模态的影响，可为研究耦合系统的声学特性提供可靠的理论和试验依据。

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ＭＳＣＮａｓｔｒａｎ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
ｍｅｔｈｏｄｓａｎｄｐｒｏｃｅｄｕｒｅｓａｂｏｕｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｄｅｓｉｇｎａｒｅｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ；ｌａｙｅｒ；ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ；ＭＳＣＮａｓｔｒａｎ
第２２卷增－？ｌｊ１
２０１３年５月
计算机辅助工程
ＣｏｍｐｕｔｅｒＡｉｄｅｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ
Ｖｏ１．２２Ｓｕｐｐ１．１Ｍａｙ２０１３
文章编号：１００６—０８７１（２０１３）Ｓ１ — ０１８９ — ０５
基于ＭＳＣＮａｓｔｒａｎ的复合材料尾翼优化分析

基于MSCNASTRAN的高速列车车体结构轻量化设计的灵敏度分析

基于MSC.NASTAN的高速列车结构轻量化设计的灵敏度分析刘凯杰，俞程亮，赵洪伦(同济大学铁道与城市轨道交通研究院)摘要：运用MSC.NASTRAN软件对高速列车防爬器及车体结构进行轻量化设计的灵敏度分析，反映了灵敏度分析在高速列车结构优化设计中的重要作用。

关键词：灵敏度分析，轻量化设计，高速列车Sensitivity Analysis for Lightweight design of High-speedTrain Structure Based on Msc.NastranLiu Kaijie，Yu Chengliang, Zhao Gonglun(Institute of Locomotive and Carl Engineering, Tongji University，Shanghai 200331) Abstract: Based on MSC.Nastran software, taking anti-climber and carbody structure as examples, the sensitivity analysis was performed for light weight design of high-speed train structure. the results indicated that sensitivity analysis play an important role in optiimal design for high-speed train structure.Key words:sensitivity analysis; light weight design；high-speed train0 引言车体结构轻量化是高速列车设计的一个重要课题。

高速列车优化设计模型规模大，单次优化计算时间长，同时由于参数和约束需要根据计算历程或者计算结果进行重新设置，优化次数多，因此一个完整的高速列车车体结构优化设计过程历时长，效率低。

基于MSC.Nastran的全尺寸无人机动态特性有限元分析

结构上。
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，ＣＰｔａ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ＦＭ模型，Ｅ并组装成全尺寸无人机ＦＭ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．ａｔｎＣＮｓｒ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．ａｔａＣＮｓｒｎ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ＭＳａａ利ＣＰｔｎ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ＭＳＮａｔｎ计算全机模态，Ｃ．ｓａｒ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．－

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。

变高度翼梢小翼对机翼颤振特性影响地初步研究

第一章绪论1.1引言减阻是飞行器设计中的一个重要内容,对军用民用飞机都具有重要的作用。

飞行器减阻能够改善飞机气动特性，提高飞机性能，减少燃油消耗，降低飞行成本。

飞行器的阻力包括压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和摩擦阻力，其中诱导阻力是主要组成部分。

对于大多数运输机来说，巡航时诱导阻力约占总阻力的30%~40%；在低速大迎角起飞爬升时，诱导阻力占总阻力的比重达到50%~70%[1]。

相关研究表明，当飞机诱导阻力减小1%时，巡航升阻比可以增加0.4%。

可见，减阻技术对节约油耗和降低飞机运行成本具有极大的价值，因而受到了高度的重视[2]。

另外，翼尖涡对飞机飞行的安全性和经济性也有较大的影响，开展对翼梢涡主动控制技术的研究对未来日益繁荣的航空运输业有至关重要的作用。

由于上下翼面压力差的作用，气流会绕着翼尖由下表面向上表面绕流，并在翼尖两侧后方拖出很强的翼尖涡。

这一对强翼尖涡会对翼尖周围的流场引起很强的速度诱导作用，其强度与飞机重量成正比。

大型运输机由于结构重量大，其尾涡强度很大，翼尖涡甚至可以延伸到飞机后方几公里的地方，旋涡区切向速度分量在旋涡形成后2~3分钟才能减弱到不起作用的程度，6~8分钟后才会完全消失[3]。

由于旋涡区中气流速度的大小和方向变化十分剧烈，进入这一区域中的小飞机会发生滚转运动而导致飞行事故。

这一现象在飞机的起飞和着陆阶段特别明显，前一架飞机拖出的强翼尖涡将直接威胁后续跟进飞机的飞行安全。

在空中交通比较拥挤的国家，机翼翼梢涡被视为一种公害，为了保证飞行安全，飞机在起飞和着陆时必须保持一定间距，并限制飞机的起降频率，从而最大程度削弱旋涡区的影响[4]。

这样虽然可以提高机场安全，但却降低了机场的使用率，减少了经济效益。

利用翼尖装置进行减阻是抑制飞机诱导阻力的有效手段[5]。

减小飞机诱导阻力最经典的方法是增大飞机的有效展弦比。

对给定的飞机机翼面积来说，增大飞机的展弦比就意味着机翼展长的增加和结构重量的增大，在相同的载荷条件下，会影响飞机的载油量，进而影响到飞机的航程。

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）。

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 (2)二、翼板的模态分析 (3)2.1 建立几何模型的文件名 (4)2.2 创建几何模型 (4)2.3 划分有限元网格 (4)2.4 设置边界条件 (5)2.5定义材料属性 (5)2.6 定义单元属性 (6)2.7 进行分析 (7)2.8 查看分析结果 (7)2.8.1显示模态云图 (7)2.8.2显示模态变形图 (8)2.8.3同时显示模态云图及变形图 (8)三、平板颤振分析 (9)3.1结构建模 (10)3.2气动建模 (11)3.2.1设定气动参考坐标系 (11)3.2.2气动建模－网格划分 (11)3.3参数设置 (11)3.3.1参考弦长等参数设定 (11)3.3.2减缩频率等参数设定 (11)3.4耦合分析 (12)3.4.1生成样条 (12)3.4.2应用样条 (12)3.4.3设定工况、分析 (12)3.5结果分析 (13)四、总结 (14)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。

P018-基于MSC.Nastran的汽车转向系统NVH分析方法

面向汽车转向系统NVH性能的分析与设计流程田冠男杨晋谢然徐有忠奇瑞汽车有限公司乘用车工程研究院CAE部面向汽车转向系统NVH性能的分析与设计流程An Analysis and Design Process Oriented onVehicle Steering System NVH Performance田冠男，杨晋，谢然，徐有忠(奇瑞汽车有限公司乘用车工程研究院CAE部，安徽芜湖 241009)Tian Guannan, Yang Jin, Xie Ran, Xu Youzhong(CAE Department, Passenger Vehicle Product Development, Chery AutomobileCompany Ltd. Wuhu, Anhui 241009 China)摘要: 本文提出了一种面向汽车转向系统NVH性能的分析与设计流程,简述了转向系统振动的激励源，针对转向柱总成进行了模态分析与试验对比，并结合提升转向柱与仪表板安装横梁总成NVH性能的工程实例，进一步针对转向柱安装支架进行了静强度分析与结构优化，该方法最终在奇瑞某车型开发中得到了较好的应用。

关键词: NVH；转向系统；分析与设计流程；MSC Nastran；结构优化Abstract: Orienting on vehicle steering system NVH performance, an analysis and design process is given. Exciting resource of steering system shake is introduced. To analyze mode of steering system, both FEM and test method is used. An example aimed to increase NVH performance of steering column and IP is given. In the example, this analysis process is applied, at last strength analysis and structure optimization of mounting bracket is given, the performance of a Chery passenger car has increased a lot.Key words:NVH; Steering System; Analysis and Design Process; MSC Nastran; Structure Optimization0 引言汽车上用于改变行驶方向的机构称为汽车转向系。

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）。

NASTRAN在某飞行器动力学分析中的应用

器由多个舱段组成．首先采用ＭＳＣ．Ｐａｔｒａｎ建立飞行器结构的几何模型，然后进行有
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

高超声速飞行器机翼颤振主动控制系统

高超声速飞行器机翼颤振主动控制系统高逦;孙鹏;矫丽颖;王逸帆【摘要】飞行器飞行过程中由于气动弹性效应会引起机翼颤振,并且随着飞行马赫数(速度)的提高,颤振类型会发生改变,对飞机结构的破坏性增大,因此若不能有效抑制机翼颤振将对高超音速飞行器飞行造成严重后果.为此,提出了一种形状记忆弹簧扭转机翼自适应控制系统,该系统采用反馈控制,通过记忆弹簧驱动控制产生相应的变形以稳定结构抑制颤振.根据驱动结构设计、理论推导以及测试实验成功验证了该方案的可行性,采用参数自整定模糊PID控制算法,通过控制实验得到了SMA弹簧驱动器的偏转角度与电流强度的关系,在控制电流为8 A时,偏转角度在6 s内可达到60°,响应速度10°/s.事实表明,采用文中设计的形状记忆弹簧扭转机翼自适应控制系统,可以对机翼翼面受力状态进行自适应监测与控制,使机翼结构吸取的能量等于消耗的能量,保持等幅振动而不发生颤振.%In the process of flight , airfoil flutter will be caused by the aero-elastic effect , and as the flight Mach number increases , the type of flutter will change , the destructive effect of the aircraft structure increases . Therefore, if the flutter of the hypersonic aircraft has not been effectively inhibited , it will cause serious conse-quences .Thus, an adaptive control system of shape memory spring torsion wing have been conducted to restrain the flutter of the wings .The purpose of the experimental test was to demonstrate the mechanism with the SMA Spring ac -tuator has the ability to drive the wing to rotate around the central axis .A description of the system requirements as-sociated with the SMA Spring actuator and its integration into the wing structure are provided and discussed .The re-lationship between the deflection angleand the current intensity of the SMA Spring actuator was obtained through the control of the fuzzy PID control algorithm .The deflection angle can reach 60°and the response speed is 10°/s in 6s when the control current is 8A.Test results showed that the SMA Spring actuator was able to successfully twist the wing according to the feedback control rule , the airfoil can be subjected to adaptive monitoring and controlling , so that the energy absorbed by the wing structure remain equal to the energy consumed , which achieve the purpose of suppressing the flutter .【期刊名称】《西北工业大学学报》【年(卷),期】2017(035)005【总页数】5页(P793-797)【关键词】高超音速飞行器;马赫数;记忆合金弹簧;PID控制;颤振【作者】高逦;孙鹏;矫丽颖;王逸帆【作者单位】西北工业大学计算机学院,陕西西安 710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西西安 710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西西安 710072;西北工业大学动力与能源学院,陕西西安 710072【正文语种】中文【中图分类】TP393.01机翼颤振是飞行器飞行过程中最常见的气动弹性现象,是由于气动弹性效应引起的不衰减的且振幅很大的振动。

空间飞行器行业设计过程中遇到的突出矛盾和问题

空间飞行器行业设计过程中遇到的突出矛盾和问题作者：MSC.Software空间飞行器行业设计过程中遇到的突出矛盾和问题1、空间飞行器结构空间飞行器的总体结构主要包括：机身、发动机、翼面、发射起飞系统、有效栽荷、局部受力结构等。

·机身和翼面，属于薄壁结构。

主要以梁、薄蒙皮来承力。

·发动机，主要是发动机壳体和动力系统。

以板壳、实体和梁为主。

·发射起飞系统，主要包括起落架和操纵系统等。

以梁杆和板为主。

·有效载荷，主要是乘员、货物等。

涉及载荷与机身之间的固定连接结构。

·飞行器局部受力结构主要是连接区结构，包括连接法兰、接头耳片和钉群等。

2、空间飞行器的受力对于飞行器的不同结构，关注的分析重点都有所不同。

1）机身，主要承受的载荷：·气动载荷：机动载荷、突风栽荷、操纵面偏转产生的气动载荷等；·惯性载荷：飞行器在空中加速出现的惯性力；·地面载荷：起飞、返回着陆过程，地面对飞行器的反力；·动力载荷：推力、扭矩、陀螺力矩、进气道压力等；·热冲击：大气和机身摩擦生热引起的热应力和变形；·其它载荷：牵引、坠落、外来物撞击等；2）翼面，主要承受的载荷：·气动力：气动载荷主要由飞行器的翼面产生；·惯性力：结构重量、外部和内部载重；洛克希德.马丁公司用MSC FlightLoad、MSC Nastran和MSC ADAMS模拟飞机外挂物的分离过程及相关结构的受力变形和姿态保持。

3)发动机，主要承受的载荷：·惯性载荷：转子系统的离心力、加速引起的惯性力；·进气道气体压力；·高温载荷：高温燃气引起的发动部件高温应力；·外来物撞击：外来物对进气系统的高速撞击；4）发射起飞系统，主要承受载荷：·控制载荷：发射起飞系统展开和收缩的驱动力；·地面冲击力：发射起飞瞬间，地面反力；5）局部连接结构，承受连接的相邻部件之间传递的载荷。