基于ANSYS的四轴飞行器机架振动分析
基于ANSYS的某型航空发动机涡轮叶片的振动特性分析
基于ANSYS的某型航空发动机涡轮叶片的振动特性分析本文旨在对一款航空发动机的涡轮叶片进行振动特性分析，通过ANSYS软件进行模拟计算，以期评估其振动强度和工作寿命，为发动机设计提供参考。
1. 背景介绍与分析涡轮叶片作为航空发动机中的核心部件之一，其振动特性直接影响发动机的性能和寿命。
因此，在发动机设计中，对涡轮叶片的振动强度和稳定性进行分析和研究是至关重要的。
在本次分析中，我们将以某型航空发动机的涡轮叶片为例，通过ANSYS软件对其进行振动特性分析。
涡轮叶片的几何形状如图所示。
(图片)2. 建模与网格划分首先，在ANSYS中建立三维模型，采用SolidWorks导入到ANSYS平台。
接着，进行网格划分，采用四面体单元网格划分，设置裂纹控制等参数，进行网格剖分。
3. 材料选择与约束条件设置在建立模型和进行网格划分后，需要对涡轮叶片的材料进行选择，同时设定约束条件。
本次研究中，涡轮叶片的材料选用了镍基合金，其密度为8.28g/cm³，杨氏模量为210GPa，泊松比为0.3。
约束条件包括固定壳体支撑，在振动载荷下叶片不能有位移，不允许旋转。
4. 振动分析在进行建模、网格划分及设置约束条件之后，进入振动分析步骤。
本次分析采用动态分析法，采用隐式求解器求解其模态分析结果。
模态分析结果中包括杆件自然频率、振型形态和统计指标。
5. 计算结果与分析经过模拟计算，得出该涡轮叶片的前三阶固有频率为：335Hz、596Hz、916Hz。
下面就这些结果进行分析：1）自然频率随着振型的变化而变化。
而当达到某一频率时，就会发生共振现象，应引起足够的注意。
2）从涡轮叶片自然频率分析结果来看，其频率较高，工作在这样高的频率下容易导致疲劳断裂，从而出现永久性损坏，缩短了涡轮叶片的工作寿命，亦增加对机体的冲击力。
3) 在涡轮叶片的一些易损部位，比如根部区域，容易发生应力集中，导致应力低于叶片的材料极限从而使叶片疲劳失效。
基于ANSYS的多自由度汽车振动分析
目录1 绪论 (1)1.1课题研究的背景和意义 (1)1.1.1汽车振动研究的背景和意义 (1)1.1.2汽车振动研究的主要问题 (2)1.2 国内外汽车振动建模与仿真研究现状 (4)1.2.1 面向结构和面向参数的方法比较 (4)1.2.2 汽车常用动力学模型介绍 (4)1.2.3 国内汽车振动的研究 (12)1.3 ANSYS软件介绍 (13)2 路面激励 (14)2.1引言 (14)2.2路面不平度的统计特性 (14)2.2.1 路面不平度的功率谱密度 (14)2.2.2 空间功率谱谱密度)(nGq 与时间频率)(fGq的关系 (16)2.3 路面激励的生成 (17)2.4 路面对四轮汽车的输入功率谱密度 (18)2.5车辆振动的评价方法 (19)2.6随机输入平顺性评价指标 (19)3 ANSYS软件下汽车振动分析 (23)3.1 汽车模型的建立 (23)3.1.1汽车模型的选择 (23)3.1.2 ANSYS中建立汽车模型 (23)3.2模态分析 (27)3.2.1模态分析简介 (27)3.2.1 模态分析步骤 (28)V3.2.3模态分析结果 (29)3.2功率谱密度分析（PSD分析） (31)3.2.1 ANSYS谱分析简介 (31)3.2.2 ANSYS功率谱密度分析（PSD）步骤 (31)3.3模态合并 (35)3.4查看结果 (36)4 结果分析 (40)4.1路面等级对振动的影响 (40)4.2车速对振动的影响 (43)4.3悬架参数对振动的影响 (46)5 车架柔性时的响应谱 (51)5.1模型建立 (51)5.2模态分析 (52)5.3功率谱密度分析 (55)5.4模态合并 (55)5.4结果查看 (55)5.4车架刚性和柔性对响应谱的影响 (55)参考文献 (56)致谢 (58)附录 (59)VI1 绪论汽车振动的分析研究是为了提高汽车平顺性，汽车平顺性是指汽车过程中能保证乘员不致因车身振动而引起不舒适和疲乏感觉，以及保持运载货物完整无损的性能。
基于ANSYS的机翼振动模态分析
基于ANSYS的机翼振动模态分析机翼振动模态分析是通过ANSYS软件进行的一种分析技术，可以帮助工程师和设计师了解机翼在不同工作条件下的振动特性，以便优化设计和改进结构。
本文将详细介绍ANSYS在机翼振动模态分析中的应用，并展示其重要性和优势。
首先，机翼振动模态分析是用来计算和分析机翼在不同频率和振动模态下的振动特性。
这对于工程师和设计师来说非常重要，因为机翼的振动性能直接影响到航空器的性能和安全。
振动模态分析可以帮助确定机翼的自然频率，即机翼在没有外部激励下的自由振动频率。
此外，还可以分析机翼的模态形状和振动幅度，以便预测和评估机翼在不同工况下的振动响应。
ANSYS是一种用于有限元分析的强大软件工具，具有广泛的应用领域，包括航空航天、汽车和机械工程等。
在机翼振动模态分析中，ANSYS可以使用多个模块和工具来进行不同类型的分析，如静态分析、模态分析和频率响应分析。
其中，模态分析通常是机翼振动模态分析的主要技术。
在进行机翼振动模态分析之前，需要进行一些前期准备工作。
首先，需要绘制机翼的几何模型，并对其进行网格划分。
ANSYS提供了多种网格划分工具，如有限元网格划分器和自动网格生成器。
然后，需要定义机翼的材料特性和边界条件，如约束和加载条件。
在模态分析中，ANSYS可以计算机翼的固有频率和模态形状。
具体而言，可以通过求解机翼的特征方程来计算其固有频率和模态形状。
通过使用ANSYS的模态分析模块，可以自动求解特征方程，并得到机翼的不同模态频率和模态形状。
通过分析机翼的不同模态频率和模态形状，可以得到以下几点重要信息。
首先，可以确定机翼的固有频率范围，即机翼在不同频率范围内的振动特性。
这对于航空器的设计和改进非常重要，因为它可以帮助设计师避免机翼的固有频率与外部激励频率一致，从而减小机翼的共振现象。
其次，可以得到机翼的不同模态形状。
这对于分析机翼的结构刚度分布和优化结构设计非常重要。
值得一提的是，ANSYS还提供了其他一些分析技术和工具，如频率响应分析和降阶模型。
基于ANSYS的四轴飞行器机架振动分析
基于ANSYS的四轴飞行器机架振动分析【摘要】四轴飞行器为多轴飞行器的一种，是近些年来新兴的智能微型飞行器方面的热点之一，具有结构简单、空中动作灵活、反应迅速、可悬停等特点。
由于其结构简单但功能强大，为保证其安全飞行，有必要研究其结构强度，特别是机架。
本文基于四轴飞行器不稳定、非线性、强耦合等特性，利用ANSYS有限元分析软件对机架在桨叶高速运行时进行振动分析。
【关键词】四轴飞行器;振动分析;ANSYS1.引言四轴飞行器是一种微型飞行器，利用四个旋翼作为飞行引擎来进行空中飞行。
由于尺寸较小、重量较轻、适合携带一定的任务载荷，具备自主导航飞行能力。
因而在复杂、危险的环境下应用越来越广泛。
四轴飞行器作为一种飞行稳定、能任意角度灵活移动的飞行器，在没有外力并且重量分布平均时，四个螺旋桨以同样的转速转动，当螺旋桨向上的拉力大于整机的重量时，四轴飞行器就会向上升;在拉力与重量相等时，四轴飞行器就可以在空中悬停;在四轴的前方受到向下的外力时，前方马达加快转速，以抵消外力的影响从而保持水平，同样其他几个方向受到外力时四轴也可以通过这种动作保持水平。
当需要控制四轴向前飞时，前方的马达减速，而后方的马达加速，这样四轴就会向前倾斜，也相应地向前飞行，同理，其他的飞行姿态也可实现。
模态是振动特性的一种表征，它是构成各种工程结构复杂振动的那些最简单或最基本的振动形态。
通过模态分析可以得到结构的固有频率和振型，为机架结构获得更好的动态性能和优化设计提供依据。
本文就四轴飞行器，分析其机架在高速运转中的振动情况，通过Ansys模态分析，计算其合理的飞行模态。
2.有限元模型的建立机架主要由链接板、支撑杆、脚架组成，如图1所示。
为方便分析，现只对四分之一机架在单个桨叶转动情况下的振动特性进行分析。
图1 机架实体图该机架结构复杂，且为三维实体，建立有限元模型的过程中，以符合结构主要的力学特性为前提，对结构做适当而合理的假设[1]（假设四分之一的机架不包括脚架，且电机和支撑杆之间是固定连接，而桨叶与电机为转动面接触）和简化（去除对分析影响小的多余零件），以进行方便有效的计算和分析。
Ansys实例-飞机机翼模态分析
实例二：飞机机翼模态分析如图为飞机一支机翼，已知密度ρ=0.38e3kg/m³，弹性模量E=3.8e5Mpa，泊松比ε=0.35，L7=10m,点1（0,0,0），点2（2，0,0），点3（2.3,0.2,0），点4（1.9，0.45,0），点5（1,0.25，0）。
分析其振动情况。
1.设置工作路径：File> Change Directory>Close2.定义工作名作名称和模拟标题：File>ChangeJobname，输入Half of Wings；File>ChangeTittle，输入The Vibrational Analysis on Half of Wings，Close 3.定义对象类型：Preferences>Structural>Close.如图1所示。
图14.刷新显示：鼠标右键点击Replot5.Apply，再选Brick 8node 185，OK，Close.如图2，3所示。
图2图36.设置材料参数：Material Props>MaterialModels>Favorites>Linear Static >Density，弹框内输入DENS=8.3e2。
如图4所示。
图47.Preprocessor >Material Props>Material Models >Favorites>Linear Static>Linear Isotropic，在弹框内输入EX=3.8e5，PRXY=0.35。
如图5所示。
图58.建立关键点模型：Preprocessor>Modeling>Create>Keypoints>In Active CS，在弹框内依次输入点1：0，0，0；点2：2，0，0；点3：2.3，0.2，0；点4：1.9，0.45，0；点5：1，0.25，0。
机翼模型的振动模态分析剖析
机设1305 彭鹏程1310140521一个简化的飞机机翼模型如图所示，该机翼沿延翼方向为等厚度。
有关的几何尺寸见下图，机翼材料的常数为：弹性模量E=0.26GPa，泊松比m=0.3，密度r = 886 kg/m。
对该结构进行振动模态的分析。
（a）飞机机翼模型（b）翼形的几何坐标点振动模态分析计算模型示意图解答这里体单元SOLID45进行建模，并计算机翼模型的振动模态。
建模的要点：⑴ 首先根据机翼横截面的关键点，采用连接直线以及样条函数＜ BSPLIN ＞进行连接以形成一个由封闭线围成的面；⑵ 在生成的面上采用自由网格划分生成面单元（PLANE42）；⑶ 设置体单元SOLID45，采用vEXTOPTx VEXT＞进行Z方向的多段扩展；⑷ 设置模态分析＜ ANTYPE,2＞，采用Lanczos方法进行求解＜MODOPT,LANB ＞；⑸在后处理中，通过＜SET＞调出相关阶次的模态；⑹显示变形后的结构图并进行动态演示＜PLDI＞vANMODE＞。
给出的基于图形界面的交互式操作（step by step过程如下。
⑴ 进入ANSYS（设定工作目录和工作文件）程序—ANSYS — ANSYS Interactive —Working directory （设置工作目录）—Initial jobname（设置工作文件名）：Modal—Run（2）设置计算类型ANSYS Main Menu : Preferences••—Structural —OK（3）选择单元类型ANSYS Main Menu : Preprocessor —Element Type —Add/Edit/Delete —Add …—Structural solid: Quad 4node 42 —Apply —solid —Brick 8node 45 —OK —Close （4）定义材料参数ANSYS Main Menu : Preprocessor —Material Props —Material Models —Structural —Linear —Elastic —Isotropic: EX:0.26E9 （弹性模量）,PRXY:0.3 （泊松比）—OK —Density:886 —OK —Material —Exit（5）生成几何模型ANSYS Main Menu : Preprocessor —Modeling —Create —Keypoints —In Active CS —X,Y,Z location:0,0,0 —Apply —X,Y,Z location:0.05,0,0 —Apply —X,Y,Z location:0.0575,0.005,0 —Apply —X,Y,Z location:0.0475,0.0125,0 —Apply —X,Y,Zlocation:0.025,0.00625,0 —OKANSYS Main Menu : Preprocessor —Modeling —Create —Lines —Lines —Straight Line —依次选择关键点1, 2, 5, 1 —OKANSYS Main Menu : Preprocessor—Modeling —Create —Lines —Splines —With Options —Spline thru KPs —依次选择关键点2, 3, 4, 5 —OK —输入以下数据：XV1:-0.025,YV1:0,ZV1:0 —输入以下数据：XV6:-0.025, YV6:-0.00625, ZV6:0 —OKANSYS Main Menu : Preprocessor —Modeling —Create —Areas —Arbitrary —By Lines —选择所有 3 条线—OK⑹网格划分ANSYS Main Menu : Preprocessor —Meshing —Mesh Tool —global —Set —Element edge length:0.00625—OK —Mesh —Pick All —Close —Close（点击关闭Mesh Tool工具栏）ANSYS Main Menu : Preprocessor —Modeling —Operate —Extrude —Elem Ext Opts —Element type number:2 SOLID45 —The No. of elementdivisions:10 —OKANSYS Main Menu: Preprocessor — Modeling — Operate — Extrude —Areas —By XYZ Offset —Pick All —Offsets for extrusion in the Z direction:0,0,0.25 —OK —Close(7)模型施加载荷ANSYS Utility Menu : Select —Entities —Elements —By Attributes —Elem type num —The element type number心Unselect —Apply(8)模型施加约束ANSYS Utility Menu : Select —Entities —Nodes —By Location —Z coordinates—T he Z coordinate location:—From Full —ApplyANSYS Mai n Me nu —Preprocessor —Loads —Define Loads —Apply —Structural —Displacement —On Nodes —Pick All —All DOF —OK —By Num/Pick —Select All —点击Cancel(关闭窗口)(9)分析计算ANSYS Main Menu : Solution —Analysis Type —New Analysis —Modal —OK ANSYS Main Menu : Solution —Analysis Type —Analysis Options —点击Block Lanczos —No. of modes to extract: 5—No. of modes to expand: 5—OK —OK ANSYS Main Menu: Solution —Solve —Current LS —File —Close —OK —Yes —Yes —Close(Solution is done!)(10)结果显示ANSYS Main Menu : General Postproc —Results Summary —Close(各阶模态的频率见下表)。
基于ANSYS_CFX耦合的机翼颤振分析_卢学成
第27卷 第9期计 算 机 仿 真2010年9月 文章编号:1006-9348(2010)09-0088-04基于A N S Y S/C F X耦合的机翼颤振分析卢学成,叶正寅,张陈安(西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西西安710072)摘要:在飞行器飞行气动特性的研究中,为避免传统方法进行颤振点预测时的“准模态”假设,能够更加准确地仿真机翼在流场中的真实运动情况,根据C F D/C S D一体化设计思想,采用了A N S Y S/C F X紧耦合算法,对国际标准气动弹性模型A G A R D445.6机翼作了颤振分析,验证性地研究了亚音速和跨音速颤振机理,将仿真计算结果和实验数据进行了比较。
表明耦合计算所得的颤振速度和颤振频率和实验值吻合,在亚音速阶段,机翼颤振主要是机翼的弯曲扭转耦合运动引起,而跨音速阶段则主要是机翼的弯曲运动的不稳定性引起,与理论定性分析得到的结果一致,证明A N S Y S/C F X全耦合的应用为求解非线性流固耦合问题提供了有效的方法。
关键词:弹性变形;颤振;强耦合;流固耦合中图分类号:V211.47 文献标识码:AAC o u p l e dA N S Y S/C F XMe t h o dF o r T h e A G A R D445.6Wi n g F l u t t e r C a l c u l a t i o nL UX u e-c h e n g,Y EZ h e n g-y i n,Z H A N GC h e n-a n(N a t i o n a l K e y L a b o r a t o r y o f A e r o d y n a m i c D e s i g na n dR e s e a r c h,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a lU n i v e r s i t y,X i'a nS h a n x i710072,C h i n a.)A B S T R A C T:I no r d e r t o a v o i d t h e“q u s i-m o d e”a s s u m p t i o n f o r t h e w i n g f l u t t e r p r e d i c t i o n,a C o u p l e d A N S Y S/C F Xm e t h o d i s e m p l o y e df o r t h e A G A R D445.6w i n g f l u t t e r c a l c u l a t i o n a n d i n v e s t i g a t i o n o f t h e d i f f e r e n t f l u t t e r m e c h a n i s m si nt h es u b s o n i c a n dt r a n s o n i c r e g i o n s.T h e s i m u l a t i o n r e s u l t s,b o t hi nf l u t t e r f r e q u e n c y a n df l u t t e r s p e e d a r ei ng o o da g r e e m e n t w i t h e x p e r i m e n t s.F i n a l a n a l y s i s s h o w st h a t t h ef l u t t e r m o t i o ni nt h e s ub s o n ic r e g i o ni s c h a r a c t e r i z e da sc l a s s i c a l f l u t t e r w i t h a c o m b i n a t i o no f t h e w i n g-b e nd i n g a n d w i n g-t o r s i o n m o t i o n,w h i le t h e t r a n s o n i cf l u t t e r i s c h a r-a c t e r i z e da s ab e n d i n g m o t i o ni n s t a b i l i t y.I t a l s o s h o w s t h a t t h ec o u p l i n g m e t h od i s re l i a b l e t o s o l v e n o n l i n e a rf l u i d-s t r u c t u r ei n t e r a c t i o n(F S I)p r o b l e m s.K E Y WO R D S:A e r o e l a s t i c i t y;F l u t t e r;S t r o n g-c o u p l e d;F S I1 引言颤振是飞行器飞行时常见的一种气动弹性现象,它对飞行器的破坏是灾难性的。
ANSYS——飞机机翼模态分析(12.0)详细操作
飞机机翼模态分析实例飞机机翼模态分析实例问题描述 :该实例对一个飞机模型的机翼进行模态分析，以确定机翼的模态频率和振型。
机翼沿长度方向轮廓一致，横截面由直线和样条曲线定义（如图9所示）。
机翼的一端固定在机体上，另一端为自由端。
机翼由低密度聚乙烯制成，相关参数如下：EX=3.8E3 PRXY=0.3 DENS=1.033e-3 slugs/in3图9模型飞机机翼简图GUI方式分析过程第1 步：指定分析标题并设置分析范畴1.选取菜单途径Utility Menu>File>Change Title2.输入文字“Modal analysis of a model airplane wing”，然后单击OK。
3.选取菜单途径Main Menu>Preference4.单击Structure选项使之为ON，单击OK。
第2 步：定义单元类型1.选取菜单途径:Main Menu>Preprocessor>Element Type>Add/Edit/Delete。
2.Element Types对话框将出现。
3.单击Add。
Library of Element Types对话框将出现。
4.在左边的滚动框中单击“Structural Solid”。
5.在右边的滚动框中单击“Quad 4node 42”。
6.单击Apply。
7.在右边的滚动框中单击“Brick 8node 45”。
8.单击OK。
9.单击Element Types对话框中的Close按钮。
第3 步：指定材料性能1.选取菜单途径Main Menu>Preprocessor>Material Props>-Constant-Isot ropic。
Isotropic Material Properties对话框将出现。
2.在OK上单击以指定材料号为1。
第二个对话框将出现。
3.输入EX为3800。
4.输入DENS为1.033e-3。
基于ANSYS的四轴飞行器机架振动分析
（ ４ ３ ． ４ ９ ７ ７ ￣１ ６ ２ ． ３ ３ ８ ） Ｈ ｚ ，机架 的固有振型可 分为
两类 ： （ １ ） 支撑杆座 的振动 第５ 阶 振 型 是机 架 支 撑 杆 在ｘ ｚ 平 面 的 扩 大 ：第８ 阶频率 为 １ ３ １ ． ６ ５ ，其振 型为 支撑 杆的 弯 曲和 扭转 ；第 ９ 阶 振 型 是支 撑 杆 的扭 转 变 形 ，且最大变形量 出现 在杆中间。 （ ２ ） 桨 叶的振动
式 中：Ｍ 一质量矩 阵： Ｋ 一 刚度矩 阵： Ｘ 一 位移向量； Ｆ （ ｔ ） 一作 用力 ｏ 时，忽略阻尼Ｃ 影响，方程变为： Ｍ Ｘ ”＋ Ｋ Ｘ ＝ ０ （ ２ ） 自由振 动时，结构上各 点作 简谐振动 ，各 结点位 ：
且机 架 的扭 转振动主要 受其支撑 杆的影响 ， 因此 ，要提高 扭转刚度 ，需要求解 出机 架的所 参考文献 有扭转模态 。 １ ］ 冯 鉴， 何 俊， 雷智翔． 机械原 理【 Ｍ 】 ． 成都： 西 南交通大 学 由于结构 的振 动可 以表示为 各阶固有振型 【 ２ ０ ０ ８ ， ８ ． 的线性组合 ，其中低阶 的振型对结构 的动力影 出版 社 ， 图１机架实体图 ２ １ 濮良贵， 纪名刚． 机械设计（ 第八版） 【 Ｍ１ ． 高等教育 出版 响程度 比高阶振型大 ，因此，低阶振 型决定 了 ［ 社， ２ ０ １ ０ ． 该机架结 构复杂 ，且为三 维实体，建立有 结构的动态特性 。 ［ ３ 】 胡国 良， 任 继文． Ａ Ｎ Ｓ Ｙ Ｓ １ １ ． Ｏ 有 限元分 析入 门与提 高 限元模型 的过程 中，以符合结构主要 的力学特 ５ ． 结果分析 性 为 前提 ，对结 构做 适 当而合理 的假 设 …（ 假 ． 北京： 国防工业出版 社２ ｏ ｌ １ ． １ ． 机架 的激励 源主要来 自于机 架支座上的桨 ［ 设四分之 一的机架不包 括脚架 ，且 电机和支撑 叶、 电机和 机架上支撑杆 的振动 。该 四轴飞行 杆之 间是固定连接 ，而桨叶与 电机 为转动面接 器所使 用发动机型 号为Ｂ Ｅ ４ ２ １ ５ — ６ ５ ０ ｋ ｖ ，取转速 触） 和简化 （ 去 除对分 析影 响小 的多余 零件） ， 为７ １ ０ ０ ｒ ／ ｍ ｉ ｎ 。机架前１ ０ 阶弹性模态频率分布在
基于ANSYS的四杆机构分析详细
ANSYS作业一．问题描述图1所示平行四边形机构，曲柄长200mm，连杆长l根据各自学号后2位乘以10，各杆截面为40x5，其中宽度为40，厚度为5。
现在连杆上表面加1MPa的三角分布的压力（铰接结构自习设计，加载面去除2端铰接结构），求各杆的强度和变形。
要求按报告格式写，写出主要步骤、注意事项、关键程序、结果及其评价（材料按Q235A），铰接处结构是否合理。
二．有限元分析本文采用ANSYS编程语言APDL，编制参数化程序。
简介方便，便于重复分析，节省大量的工作量。
1.定义材料、单元finish/clear/prep7 ！进入前处理器et,1,solid185 ！定义8节点实体单元solid185 mp,ex,1,2.08e5 ! 弹性模量mp,prxy,1,0.277 ! 泊松比mp,dens,1,7.86e-6 ! 密度et,2,conta173 ！定义接触单元conta173et,3,targe170 ！定义目标单元targe170 keyopt,2,5,3 ！设置接触单元选项keyopt,2,7,1keyopt,2,9,0keyopt,2,12,02.四杆机构建模参数p0=1 ！载荷a=40 ！连杆截面宽度b=5 ！连杆截面厚度l1=200 ！曲柄长度l2=90 ！连杆长度3.四杆机构参数化建模block,0,b,8,l1-8,0,a ！生成长方体块block,0,b,0,8,0,10block,0,b,0,8,a-10,ablock,0,b,l1-8,l1,0,10block,0,b,l1-8,l1,a-10,avadd,all ！将以上长方体布尔相加得到曲柄block,8,l2-8,0,b,0,a ！生成长方体块block,0,8,0,b,10,30block,l2-8,l2,0,b,10,30vadd,1,2,3 ！将以上长方体布尔相加得到机架vgen,2,6,6,0,l2-5 ！复制曲柄得到第四杆vgen,2,4,4,0,,l1-5 ！复制机架得到连杆wpoffs,2.5,2.5,0 ！工作平面沿x、y正向各平移2.5mm cylind,0,2,0,40,0,360 ！在铰接处画圆柱半径2mm、长度40mm vsbv,6,3,sepo ！布尔运算、曲柄减去圆柱生成曲柄铰链孔cylind,0,2,0,40,0,360 ！生成曲柄铰链的销vsbv,4,3,sepo ！布尔运算、机架减去圆柱生成机架铰链孔cylind,0,2,0,40,0,360vgen,2,3,3,0,l2-5 ！将圆柱销复制得到另外三个铰接出圆柱vsbv,6,4,sepo ！布尔运算得到铰链孔vgen,2,3,3,0,l2-5 ！生成圆柱vsbv,1,4,sepo ！布尔运算得到铰链孔vgen,2,3,3,0,l2-5 ！生成销vgen,2,3,3,0,,l1-5vsbv,5,4,sepo ！布尔运算得到铰链孔vgen,2,3,3,0,,l1-5 ！生成圆柱vsbv,2,4,sepo ！布尔运算得到铰链孔vgen,2,3,3,0,,l1-5 ！生成销vgen,2,3,3,0,l2-5,l1-5vsbv,5,4,sepo ！布尔运算得到铰链孔 vgen,2,3,3,0,l2-5,l1-5 ！生成圆柱vsbv,6,4,sepo ！布尔运算得到铰链孔 vgen,2,3,3,0,l2-5,l1-5 ！生成销四杆机构实体模型如图1所示：图1（a ） 图1（b ） 图1（c ）图1. 四杆机构、铰链处销实体模型4. 有限元网格划分wpoffs,-2.5,-2.5,0 ！工作平面移动到总体坐标系原点处 wpoffs,8,195,0 ！移动工作平面wprota,,,90 ！工作平面绕y 轴旋转90°vsbw,all ！用工作平面切割连杆与机架一端 wpoffs,,,l2-16 ！移动工作平面vsbw,all ！用工作平面切割连杆与机架另一端 wpoffs,,,-(l2-16) ！移动工作平面 wpoffs,,-3,0 ！移动工作平面wprota,,90 ！工作平面绕x 轴旋转90° vsbw,all ！用工作平面切割体 wpoffs,,,184 ！移动工作平面vsbw,all ！用工作平面切割体 esize,1,0, ！设置网格大小 mshape,1,3D ！设置单元形状 mshkey,0 ！网格划分方式vsweep,all ！扫略生成网格四杆机构有限元模型如图2所示：图2（a ） 图2（b ）图2（c）图2. 四杆机构有限元网格模型5.添加接触对asel,s,area,,3,4,1 ！选择第一个铰接处接触面（凸面）nsla,s,1 ！选择接触面上所有节点cm,jiechu1,node ！做成名为jiechu1的节点集合allsel,all ！选择所有asel,s,area,,69,70,1 ！选择第一个铰接处目标面（凹面）asel,a,area,,135,136,1asel,a,area,,21,23,2nsla,s,1 ！选择目标面上所有节点cm,mubiao1,node ！做成名为mubiao1的节点集合allsel,allasel,s,area,,11,12,1 ！选择第二个铰接处接触面（凸面）nsla,s,1 ！选择接触面上所有节点cm,jiechu2,node ！做成名为jiechu2的节点集合allsel,allasel,s,area,,18,26,8 ！选择第二个铰接处目标面（凹面）asel,a,area,,51,52,1asel,a,area,,77,78,1nsla,s,1 ！选择目标面上所有节点cm,mubiao2,node ！做成名为mubiao2的节点集合allsel,allasel,s,area,,20,22,2 ！选择第三个铰接处接触面（凸面）nsla,s,1 ！选择接触面上所有节点cm,jiechu3,node ！做成名为jiechu3的节点集合allsel,allasel,s,area,,111,112,1 ！选择第三个铰接处目标面asel,a,area,,121,122,1asel,a,area,,75,76,1nsla,s,1 ！选择目标面上所有节点cm,mubiao3,node ！做成名为mubiao3的节点集合allsel,allasel,s,area,,7,8,1 ！选择第四个铰接处接触面nsla,s,1 ！选择接触面上所有节点cm,jiechu4,node ！做成名为jiechu4的节点集合allsel,allasel,s,area,,97,100,1 ！选择第四个铰接处目标面asel,a,area,,14,16,2nsla,s,1 ！选择目标面上所有节点cm,mubiao4,node ！做成名为mubiao4的节点集合allsel,allr,1,,,1,0.1 ！定义接触属性：刚度渗透量等r,2,,,1,0.1r,3,,,1,0.1r,4,,,1,0.1type,2 ！生成第一个铰接处的接触对mat,1real,1cmsel,s,jiechu1,nodeesurf,toptype,3mat,1real,1cmsel,s,mubiao1,nodeesurf,toptype,2 ！生成第二个铰接处的接触对mat,1real,2cmsel,s,jiechu2,nodeesurf,toptype,3mat,1real,2cmsel,s,mubiao2,nodeesurf,toptype,2 ！生成第三个铰接处的接触对mat,1real,3cmsel,s,jiechu3,nodeesurf,toptype,3mat,1real,3cmsel,s,mubiao3,nodeesurf,toptype,2 ！生成第四个铰接处的接触对mat,1real,4cmsel,s,jiechu4,nodeesurf,toptype,3mat,1real,4cmsel,s,mubiao4,nodeesurf,top接触对模型如图3所示：图3（a）接触单元图3（b ）目标单元图3（c ）接触单元放大 图3（d ）目标单元放大图3. 四个铰链处接触对6. 加载与求解nsel,s,loc,x,5,l2-5 ！选择机架上所有节点，施加全约束 nsel,r,loc,y,0,5 d,all,allnsel,s,loc,x,8,l2/2,1！按坐标选择连杆上表面从左端点至中间位置的所有节点（铰接处除外） nsel,r,loc,y,199.9,200,0.1*get,nmax,node,,num,max, ！提取当前激活的最大节点数目编号nmax *get,nmin,node,,num,min, ！提取当前激活的最小节点数目编号nmin *dim,t1,array,nmax,1,1, ！定义名为t1的数组*do,j,nmin,nmax ！循环，j 从nmin 到nmax *if,nsel(j),eq,1,then ！if 判断 t1(j)=p0*abs(nx(j)-8)*1/l2/2！连杆从左端点到中间位置的载荷位置函数（一次函数）*else t1(j)=0*endif*enddo ！结束循环sffun,pres,t1(1)sf,all,pres,0 ！添加连杆上表面从左端点至中间位置的载荷local,12,0,l2,200,0 ！定义局部坐标系编号为12，远点位于连杆右端点上表面处csys,12allsel,allnsel,s,loc,x,(-1)*l2/2,-8,1nsel,r,loc,y,-0.1,0,0.1！按坐标选择连杆上表面从右端点至中间位置的所有节点（铰接处除外）*get,nmax,node,,num,max,*get,nmin,node,,num,min,*dim,t2,array,nmax,1,1,*do,i,nmin,nmax*if,nsel(i),eq,1,thent2(i)=p0*(abs(nx(i)+8)/l2/2)！连杆从右端点到中间位置的载荷位置函数（一次函数）*elset2(i)=0*endif*enddosffun,pres,t2(1)sf,all,pres,0allsel,allnummrg,node ！节点融合/solu ！进入求解器antype,static ！静态分析autots,on ! 使用自动时间步长neqit,200 ! 最大迭代次数200pred ! 跨越荷载步时不作预测nropt,full,,off ! 完全牛顿拉夫逊法，不使用自适应下降因子LNSRCH,onNLGEOM,on ! 考虑集合非线性EQSLV,PCG ！采用预条件共轭梯度迭代方程求解器nsubst,20,100,20 ！载荷步的子步数为20allsel,alloutpr,basic,all ！输出选项solve ！求解四杆机构加载以及约束如图4、5所示：图4. 机架全约束图5. 连杆上表面渐变的三角形分布载荷三．查看结果1.查看应力，应力图如图6、7所示。
基于ANSYSWorkbench的4G1发动机支架模态分析
图２ 钢 筋 混 凝 土 地 梁 制 作
图３ 分 束 穿 锚 安 装 夹 片
ｃＭ ｕｌ Ｔ Ｎ ＡＩｆＩ Ｔｌ ｏ＇ｏ １ｌ ｛ ） 。 Ｎ 茂ｌ ＳＴＮＡＤ ｌＩ ｌ２ ８ｓ＿№ １ ｅ ｏ Ｓ ｛Ｒ ２ ｏＩ ９ ０ （ｓＥ ８ Ｄ＝ Ａ ｌ … ＝ ． １
维普资讯 ０８ 期（ ８ 期）
汔 车 与 船 舶
Ａ Ｙ ｏ ｋ ｅ ｃ １ ４ 发 动相 ＮＳ ＳＷ ｒ ｂ ｎ ｈ］ Ｇ１ ￣
支 架模 态 分析
艾 曦锋 ， 巴兴 强 ，王 冰
（ 北 林 业 大 学 交 通 学 院 ．黑 龙 江 哈 尔 滨 １ ０ ４ ） 东 ５０ ０
摘 要 ：运 用Ｕ 对 支 架进 行 三 维 建模 ，通 过 Ａ Ｓ ＳＷｏｋ ｅ ｃ Ｇ Ｎ Ｙ ｒｂ ｎ ｈ软 件 对４ 发动 机 支 架结 构 进 行 模 态分 析 ，从 而 求 解 出支 架 ＧＩ 结 构 的模 态参 数 ，并 得 到 支 架 的 固有 频 率和 振 型 特 征 ，可 为进 一 步研 究整 车振 动 、疲 劳奠 定 基 础 ，也 为 支 架结 构 的 优 化 设 计 提 供 参 考依 据 。
ｏ ｔ ｚ ｔ ｎ ｄ ｓｇ ｐｉ ａｉ ｅ ｉ ｎ ｍｉ ｏ
Ｋｅ ｗｏ ｄ ｙ ｒ ｓ： ＡＮＳ ｏ ｋ ｅ ｈ； ｅ ｉ ｅ ｒ ｃ ｅ ；ｍｏ ａ ａ ｌ ｓｓ ＹＳ Ｗ ｒ ｂ ｎｃ ｎｇｎ ｂ ａ ｋ ｔ ｄ ｌ ｎａｙ ｉ
二 次注浆 完成 后 ，进行 地 梁施工 。根 据锚 索 轴
线 ，放 样 确定 开 挖线 ，开 挖检 验后 ，铺 垫２ ｍ厚 的 ｃ
Ｍ３ 砂浆 调 平层 ，绑 扎钢 筋 骨架 ，锚 索 与箍 筋 干 扰 ０ 时 ，局部 调整 箍筋 位置 。安装 锚 索 的锚 垫 板 、螺旋 筋 、模板 ，检 验合 格后 进行 混凝 土浇 筑 。按设 计 地 梁单 元 ，总体 安排 钢筋 骨架 和模 板制作 ，各单 元 地
随机振动分析实例
AＮSYＳ动力分析(１8) -随机振动分析-实例(1)201０-09-26 07:4１:23|分类：ANＳＹＳ动力分析| 标签：随机振动实例模型飞机机翼psｄ|举报｜字号订阅PSＤ实例：模型飞机机翼的随机振动说明:确定由于施加在机翼根部的Y 向加速度ＰSＤ,在模型飞机机翼中造成的位移和应力。
假设机翼在Z＝０处固支。
操作指南１. 清除数据库并读入文件wiｎg．iｎp 以创建几何模型和网格。
２. 定义材料属性：弹性模量= 3８0００pｓi 泊松比＝0．3密度= １.033Ｅ-3/１２lbｆ－sec2／ｉｎ4 =8.６0８3E-53. 施加边界条件。
提示：选择在aｒeaｓ上施加位移约束，拾取Z=0 处所有的Ａｒeaｓ,约束所有自由度。
4. 定义新分析为Model，使用Bloｃk Lanczos 方法,抽取和扩展前15 个自然模态。
然后求解Cｕrrent LS。
5. 查看模态形状，如图为前 4 阶振型。
６. 使用所显示的 PSD 谱，执行 PSD Spectruｍ分析。
首先定义分析类型为Spectruｍ分析类型为 PSD,使用全部模态，计算单元应力：注意激活“Calculａte ｅlem stresseｓ”选项。
7．在基础上施加指定的PSD 谱（注意:确保 PSD 的单位是 G ２／Hｚ)。
施加 Y 向激励 (方法是:在基础节点上施加单位 Y 向位移)。
设置常阻尼比 0.02：设置有关参数–重力加速度值注意:响应谱类型选择 Accel (g*＊2/Hz），否则后面的 PSD 谱应该输入实际加速度值:定义ＰSＤ谱表格：绘制ＰSD 谱表格曲线以检查输入值:激活和设置模态组合参数:选择所有模态。
设置计算内容:计算各模态的参与因子:在输出窗口中可以看到参与因子的计算结果：求解：10. 在一般后处理中,查看相对位移和应力 (载荷步 3)。
首先查看 Results Ｓｕmmａｒy：载荷步３为ｓet １７查看载荷步 3 的相对位移和应力：在Reaｄ Rｅsults 中读取载荷步 3 的结果:使用 By ｓeｔNumｂｅｒ，输入Ｄａｔａ Set Nｕmbｅｒ为17。
航空发动机支架零件振动疲劳及结构优化
航空发动机支架零件振动疲劳及结构优化作者：王云鹏肖伟田肖庆曾超罗少敏贾赟来源：《计算机辅助工程》2020年第04期摘要：針对某型航空发动机支架零件侧面根部经常出现疲劳裂纹的问题，基于功率谱密度（power spectral density， PSD）通过谐响应分析推导疲劳损伤传递函数，使用ANSYS Workbench搭建振动疲劳分析流程，结合模态信息使用Dirlik方法在nCode DesignLife中进行疲劳求解。
仿真结果表明，该支架零件侧面根部的疲劳裂纹主要是由倒角半径过小导致的。
发动机工作时可与支架零件产生2个共振带，虽然增大倒角半径有利于避开支架零件的2阶共振带，但是降低支架零件根部应力集中水平才是提高零件使用寿命的直接方法。
当零件侧面根部倒角半径增大为2.5 mm时，支架零件的使用寿命最大。
若配合零件背面根部倒角尺寸进行优化设计，可进一步提高零件的使用寿命。
关键词：航空发动机; 支架; 振动; 疲劳; 功率谱密度; 谐响应; 有限元中图分类号： V233; TB115.1文献标志码： BVibration fatigue and structural optimization of aeroengine support partWANG Yunpeng1， XIAO Wei1， TIAN Xiaoqing1， ZENG Chao2， LUO Shaomin2， JIA Yun2（1. Technical Department， AVIC Guizhou Aero Engine Maintenance Co.， Ltd.， Zunyi 563114， Guizhou， China;2. School of Aerospace Engineering， Guizhou Institute of Technology， Guiyang 550003，China）Abstract：As to the frequent fatigue cracks on the side root of an aeroengine support part， the fatigue damage transfer function is derived by harmonic response analysis based on power spectral density （PSD）. ANSYS Workbench is used to simulate the vibration fatigue analysis process， and Dirlik method is used to solve fatigue in nCode DesignLife combining with modal information. The simulation results show that the fatigue cracks at the side root of the support part are mainly caused by the too small chamfer radius. During engine operation， two resonance bands appear on the support part. Although increasing the chamfer radius is beneficial to avoid the second order resonance band of the support part， but the direct way to improve the service life is reducing the stress concentration level at the root of the support part. While the side root chamfer radius increased to 2.5 mm， the service life of the support part is the maximum. While the chamfer size of the back part is optimized，the service life can be further improved.Key words：aeroengine; support part; vibration; fatigue; power spectral density; harmonic response; finite element0 引言疲劳破坏理论自19世纪40年代被提出以来一直广受关注。
基于ANSYS的四旋翼飞行器机架受力弯曲分析
基于ANSYS的四旋翼飞行器机架受力弯曲分析摘要：随着科技的发展，四旋翼飞行器的应用越来越广泛，与之相关的研究也越来越多。
本文通过建立四旋翼飞行器机架模型，用ANSYS软件计算分析了四旋翼飞行器机架支撑杆的受力，分析了支撑杆各部分的受力弯曲情况。
计算结果为提高机架的性能和优化设计提供了参考依据。
关键词：四旋翼飞行器静力分析ANSYS1.引言四旋翼飞行器是一种微型飞行器，利用四个螺旋桨作为飞行引擎进行空中飞行。
由于机械结构简单，尺寸较小，重量较轻，适合携带一定的载荷，具备自主导航能力，因而广泛用于军事、民用和科技等复杂危险的环境中。
四旋翼飞行器的飞行控制系统通过传感器采集飞行姿态数据，实时监测和控制飞行姿态，因而飞行很稳定，也能任意角度移动，非常灵活。
在没有外力并且重量分布均匀时，四个螺旋桨以同样的速度转动。
当四个螺旋桨向上的拉力大于机身的重力时，四旋翼飞行器就会上升。
拉力与机身重量相等时，四旋翼飞行器就会在空中悬停。
当前方的马达减速，后方的马达加速，四旋翼就会向前倾斜，实现飞行器的向前飞行[1]。
通过调整四个马达的转速，可以实现各种飞行姿态。
目前，四旋翼飞行器主要偏重于飞控算法的研究，例如：瑞士联邦理工学院的0S4四旋翼飞行器分别使用了FID、LQR、Back Stepping和Sliding Mode算法实现了对飞行器的姿态控制[2]。
MIT的G. Gowtham 提出了一组高效指引四旋翼行器编队飞行的控制方法[3]；MIT 还研制出了基于视觉导航的室内四旋翼飞行器控制系统,能够精确地完成各种复杂的机动飞行。
南京航空航天大学提出了DI/QFT控制器在四旋翼飞行器飞行控制中的应用[4]；国防科技大学提出的自抗扰控制器可以对四旋翼飞行器实现姿态增稳控制[5]。
此外还有很多由民间飞行器爱好者开发的开源四旋翼飞行控制系统，都能较好实现对四旋翼飞行器的姿态稳定控制。
然而，关于四旋翼飞行器机械结构的设计却很少有涉及。
4振动分析ANSYS算例
4振动分析ANSYS算例UNIT 4 振动分析ANSYS应用实例【ANSYS应用实例4.1】桥梁结构的振动模态分析【ANSYS应用实例4.2】卫星结构的振动模态分析学习要点：【ANSYS应用实例4.3】大型模锻液压机机架的振动模态分析(3梁2立柱的3D结构)【ANSYS应用实例4.1】桥梁结构的振动模态分析针对静力分析ANSYS算例中的小型铁路钢桥的桁架结构，进行振动模态的分析和计算。
【建模要点】X采用【ANSYS应用实例1.2】中的模型和相应的约束条件，在此基础上采用命令< ANTYPE,2>设置模态分析类型、采用命令< MODOPT >设置分块Lanczos法进行模态分析；Y进入后处理，采用命令< SET,LIST >列出所计算出的前各阶固有频率，然后采用命令< ANMODE >以动画方式显示每一阶固有频率所对应的振型。
解答：以下为基于ANSYS图形界面(GUI)的菜单操作流程；注意：符号“→”表示针对菜单中选项的鼠标点击操作。
1 基于图形界面的交互式操作(step by step)首先利用【ANSYS应用实例1.2】中已建立的模型和相应的约束条件，即前8步，在此基础上完成模态分析如下。
(1)~(8)与【ANSYS应用实例1.2】完全相同。
(9)设置分析类型为模态分析Main Menu: Solution → Analysis Type → New Analysis → ANTYPE: Modal →OK(10) 采用分块Lanczos法提取前10阶模态Main Menu: Solution → Analysis Type → Analysis Options → Mode extraction method: Block Lanczos , No.of modes to extract: 10 → OK → OK(11)求解Main Menu: Solution → Solve → Current LS →（弹出一个对话框）OK →（求解完成后，弹出一个对话框Solution is done!）Close →（关闭信息文件右上角的X）/ STATUS Command(12)列出前10阶固有频率Main Menu: General Postproc → List Results → Detailed Summary前10阶固有频率如下：***** INDEX OF DATA SETS ON RESULTS FILE *****SET TIME/FREQ LOAD STEP SUBSTEP CUMULATIVE1 49.674 1 1 12 74.797 1 2 23 156.97 1 3 34 200.44 1 4 45 253.34 1 5 56 280.88 1 6 67 322.24 1 7 78 359.48 1 8 89 382.20 1 9 910 449.79 1 10 10(13)对于线型单元(如杆、梁)按实体效果进行显示(以3倍比例)Utility Menu: PlotCtrls → Style → Size and Shape → ESHAPE: [9]ON, SCALE:3 → OK(14)调入第一阶固有频率Main Menu: General Postproc → Read Results → First Set(15)在显示时将变形形状与原型一起显示Utility Menu: Plot → Results → Deformed Shape → KUND: Def+undeformed →OK(16)以动画方式显示对应的阵型Utility Menu: PlotCtrls → Animate → Mode Shape → No. of frames to create: 10 , Time delay(seconds): 0.5 ,Display Type: DOF solution , Def+undeformed → OK(18) 退出系统ANSYS Utility Menu: File → Exit…→ Save Everything → OK桥梁结构的第1阶振型及第10阶振型见图4-1及图4-2。
浅谈基于SolidWorks和ANSYS的一种四旋翼飞行器旋翼的设计及分
浅谈基于SolidWorks 和ANSYS 的一种四旋翼飞行器旋翼的设计浅谈基于SolidWorks 和ANSYS 的一种四旋翼飞行器旋翼的设计及分1、前言四旋翼无人飞行器是一种结构紧凑、飞行方式独特的垂直起降式飞行器, 因其起飞降落所依赖空间小, 及姿态保持能力强等优点, 在军事和民用多个领域都有广阔的应用前景。
四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1 和旋翼3 逆时针旋转，旋翼2 和旋翼4 顺时针旋转，四个旋翼的设计对四旋翼无人飞行器的最大载重和平衡性有着重要关系，由于我们无法直观的用肉眼分析旋翼设计是否能够满足要求，所以笔者采用ANSYS 对一种四旋翼飞行器的螺旋桨进行设计及分析，由于ANSYS 三维建模效率低，因此采用SolidWorks 进行设计后，再导入ANSYS 进行相关分析和处理。
2、旋翼模型建立及调用四旋翼飞行器螺旋桨主要是由SolidWorks 软件建立三维模型。
将模型体在SolidWorks 中另存为X_T 格式，然后启动ANSYS 软件，在对话框中导入四旋翼飞行器旋翼模型X_T 文件。
定义单元类型，采用三维实体单元，然后定义材料属性，定义弹性模量为 8.3 GPa，泊松比为0.28，密度为1180 kg/m3，接下来对旋翼模型进行网格划分。
再在模型上添加面1、面2 为固定面。
同时在xcomponent、y component、z component 三栏分别输入0。
在inertial中Rotation Velocity 栏中的magnitude 中输入参数60，即角速度60rad/s。
以螺旋桨中心孔的轴线为旋转轴。
在后处理阶段选择solution 工具栏的stress 中的Equivalent, 以观察等效应力。
选择solution 工具栏的strain 中的Equivalent, 以观察等效应变。
基于ANSYS Workbench的A320飞机吊架振动特性分析
基于ANSYS Workbench的A320飞机吊架振动特性分析胡静;孙斌;张铁纯;芮亚年
【期刊名称】《中国工程机械学报》
【年(卷),期】2018(016)003
【摘要】为了研究典型航空发动机吊架的振动特性,选取A320飞机和CFM56发动机的飞发连接组合所用的吊架为建模原型.运用ANSYS Workbench软件,对其进行了静力学分析、模态分析,绘出了不同工况下吊架的应力云图、位移云图以及模态振型图.针对吊架各关键特征节点的振动位移响应进行了分析,探究了巡航状态下激振频率对吊架各段特征节点加速度载荷值的影响.通过仿真结果对比,获取了发动机振动在吊架上的主要传递路径,研究结果可为飞机吊架结构的减振设计提供参考.
【总页数】6页(P242-247)
【作者】胡静;孙斌;张铁纯;芮亚年
【作者单位】中国民航大学航空工程学院,天津300300;中国民航大学航空工程学院,天津300300;中国民航大学航空工程学院,天津300300;中国民航大学航空工程学院,天津300300
【正文语种】中文
【中图分类】V228.4
【相关文献】
1.基于ANSYS Workbench的离心叶轮的振动特性分析 [J], 鲁寅;江南山;李连福
2.微耕机变速器的振动特性分析--基于 ANSYS Workbench [J], 王世猛;谢杭佳;李果;任永豪;陈建;吴达科;李云伍;高书娜
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4.基于ANSYS Workbench的直线振动筛动态特性分析 [J], 彭飞
5.基于Ansys Workbench的汽车传动轴参数建模及振动特性分析 [J], 吴彬;黄晓萍;连碧华;卢彬
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基于ANSYS的四轴飞行器机架振动分析
【摘要】四轴飞行器为多轴飞行器的一种，是近些年来新兴的智能微型飞行器方面的热点之一，具有结构简单、空中动作灵活、反应迅速、可悬停等特点。
由于其结构简单但功能强大，为保证其安全飞行，有必要研究其结构强度，特别是机架。
本文基于四轴飞行器不稳定、非线性、强耦合等特性，利用ANSYS有限元分析软件对机架在桨叶高速运行时进行振动分析。
【关键词】四轴飞行器;振动分析;ANSYS
1.引言
四轴飞行器是一种微型飞行器，利用四个旋翼作为飞行引擎来进行空中飞行。
由于尺寸较小、重量较轻、适合携带一定的任务载荷，具备自主导航飞行能力。
因而在复杂、危险的环境下应用越来越广泛。
四轴飞行器作为一种飞行稳定、能任意角度灵活移动的飞行器，在没有外力并且重量分布平均时，四个螺旋桨以同样的转速转动，当螺旋桨向上的拉力大于整机的重量时，四轴飞行器就会向上升;在拉力与重量相等时，四轴飞行器就可以在空中悬停;在四轴的前方受到向下的外力时，前方马达加快转速，以抵消外力的影响从而保持水平，同样其他几个方向受到外力时四轴也可以通过这种动作保持水平。
当需要控制四轴向前飞时，前方的马达减速，而后方的马达加速，这样四轴就会向前倾斜，也相应地向前飞行，同理，其他的飞行姿态也可实现。
模态是振动特性的一种表征，它是构成各种工程结构复杂振动的那些最简单或最基本的振动形态。
通过模态分析可以得到结构的固有频率和振型，为机架结构获得更好的动态性能和优化设计提供依据。
本文就四轴飞行器，分析其机架在高速运转中的振动情况，通过Ansys模态分析，计算其合理的飞行模态。
2.有限元模型的建立
机架主要由链接板、支撑杆、脚架组成，如图1所示。
为方便分析，现只对四分之一机架在单个桨叶转动情况下的振动特性进行分析。
图1 机架实体图
该机架结构复杂，且为三维实体，建立有限元模型的过程中，以符合结构主要的力学特性为前提，对结构做适当而合理的假设[1]（假设四分之一的机架不包括脚架，且电机和支撑杆之间是固定连接，而桨叶与电机为转动面接触）和简化（去除对分析影响小的多余零件），以进行方便有效的计算和分析。
首先用Pro/E三维制图软件分别画出桨叶和支撑杆、电机。
然后通过Pro/E 和Ansys的接口导入Ansys中[3]，选择SOLID186单元类型，并在划分网格时
对不同的部件分别定义不同的材料属性。
3.模态分析的基本理论
模态分析[3]在动力学分析过程中可以分析设计机构或机器部件的振动特性，即结构的固有频率和振型，它们是承受动态载荷结构设计中的重要参数。
同时，模态分析也可以作为其他动力学分析问题的起点，例如瞬态动力学分析、谐响应分析和谱分析。
模态分析的核心内容是确定描述结构系统动态特性的参数。
对于一个N自由度线性系统，其运动微分方程为：
MX″+CX′+KX=F（t）（1）
式中：M—质量矩阵;
K—刚度矩阵;
X—位移向量;
F（t）—作用力向量;
t—时间。
当F（t）=0时，忽略阻尼C影响，方程变为：
MX″+KX=0 （2）
自由振动时，结构上各点作简谐振动，各结点位：
X=Φ-ejωt （3）
由式（2）、式（3）得：
（K-ω2M）Φ=0
求出特征值ω2和特征值Φ。
又：ω=2πf
求得系统各阶固有频率即模态频率，固有振型即模态振型。
4.机架固有模态求解
大型CAE通用有限元软件ANSYS提供了7种模态分析求解的方法，本文拟采用Block-Lanczos（分块兰索斯法）[3]法。
机架的弯曲及扭转振动是其结构动态特性的主要表现形式。
同时，由于扭转振动对机架强度的影响最大，而且机架的扭转振动主要受其支撑杆的影响[2]，因此，要提高扭转刚度，需要求解出机架的所有扭转模态。
由于结构的振动可以表示为各阶固有振型的线性组合，其中低阶的振型对结构的动力影响程度比高阶振型大，因此，低阶振型决定了结构的动态特性。
5.结果分析
机架的激励源主要来自于机架支座上的桨叶、电机和机架上支撑杆的振动。
该四轴飞行器所使用发动机型号为BE4215-650kv，取转速为7100r/min。
机架前10阶弹性模态频率分布在（43.4977～162.338）Hz，机架的固有振型可分为两类：
（1）支撑杆座的振动
第5阶振型是机架支撑杆在XZ平面的扩大;第8阶频率为131.65，其振型为支撑杆的弯曲和扭转;第9阶振型是支撑杆的扭转变形，且最大变形量出现在杆中间。
（2）桨叶的振动
第4、6、7阶振型主要是桨叶的弯曲变形，且第7阶的弯曲变形量比第4、6阶大;第10阶主要是桨叶的扭曲变形，且变形量很大。
6.结语
研究表明，四轴飞行器机架一般只需计算较高的几阶频率，因为低阶振型对结构的动力特性影响很小，所以，以上面的分析为基础，在对机架的设计和优化时，主要考虑：
（1）机架高阶频率（即十阶扭转和弯曲频率的值）应低于发动机怠速运转频率，以避免发生整体共振;
（2）扭转振动对机架强度的影响最大，要提高机架的扭转刚度[2]。
机架的扭转振动主要受其支撑杆影响，因此可通过调整支撑杆的位置或改变支撑杆的截面形状及尺寸来实现机架刚度的提高;
（3）该机架支撑杆的弯曲和扭转幅度较大，可通过增加其臂厚或改变其支撑杆位置，使其局部振型发生改变。
通过四轴飞行器机架结构参数，建立了机架的三维几何模型和有限元模型，进行模态分析，得到了机架的前10阶固有频率和振型图，全方位地体现结构特
性。
总结得到机架结构由于振动产生的弯曲、扭转等变形可能会造成相关部件疲劳破坏，甚至断裂等问题，同时利用机架模态参数的变化诊断和预报结构地故障及研究机架零部件或整体的振动情况，为做机架相应分析提供了重要的模态参数，为改进和提高四轴飞行器机架的设计提供了理论依据，为深入研究振动、疲劳和噪声等问题奠定了基础，同时也为实际试验提供了参考和依据。
参考文献
[1]冯鉴，何俊，雷智翔.机械原理[M].成都：西南交通大学出版社，2008，8.
[2]濮良贵，纪名刚.机械设计（第八版）[M].高等教育出版社，2010.
[3]胡国良，任继文.ANSYS11.0有限元分析入门与提高[M].北京：国防工业出版社，2011，1.。