铝合金机翼模态分析
机翼模型分析实例
南昌航空大学实验报告课程名称：CAD/CAE软件应用实验名称：机翼模型分析实例指导老师评定：签名：（一）实验目的：1.进一步熟悉应用ANSYS对实体进行受力分析。
2.对机翼进行模态分析，观察分析机翼的应力，应变情况。
（二）实验要求：1.对机翼进行实体建模，并对其进行加载计算。
2.扩展模态再次进行计算，并进行结构后处理。
（三）实验内容：/PREP7ET,1,PLANE182ET,2,SOLID185MPDATA,EX,1,,3800 MPDATA,PRXY,1,,0.3 MPDATA,DENS,1,,1.033E-3 K,1,0,0,0,K,2,2,0,0,K,3,2.3,0.2,0,K,4,1.9,0.45,0,K,5,1,0.25,0,LSTR, 1, 2 LSTR, 5, 1 FLST,3,4,3FITEM,3,2FITEM,3,3FITEM,3,4FITEM,3,5BSPLIN, ,P51X, , , , ,-1,0, 0,-1,-0.25,0,FLST,2,3,4FITEM,2,1FITEM,2,3FITEM,2,2AL,P51XESIZE,0.25,0, MSHKEY,0CM,_Y,AREAASEL, , , , 1CM,_Y1,AREACHKMSH,'AREA' CMSEL,S,_YAMESH,_Y1CMDELE,_YCMDELE,_Y1CMDELE,_Y2ESIZE,0,10,TYPE, 2MAT, 1REAL,ESYS, 0SECNUM,FLST,2,1,5,ORDE,1FITEM,2,1VEXT,P51X, , ,0,0,10,,,,FINISH/SOLANTYPE,2MODOPT,LANB,5EQSLV,SPARMXPAND,5, , ,0LUMPM,0PSTRES,0MODOPT,LANB,5,0,0, ,OFFESEL,U,TYPE,,1NSEL,S,LOC,Z,0FLST,2,26,1,ORDE,2FITEM,2,1FITEM,2,-26D,P51X, , , , , ,ALL, , , , ,ALLSEL,ALLMXPAND,5,0,0,0,0.001,SOLVEFINISH/PREP7FINISH/POST1/VIEW,1,1,2,3/ANG,1/REP,FASTFINISH/SOLFINISH/POST1SET,LISTSET,FIRSTPLDI, ,ANMODE,10,0.5, ,0/TITLE,肖曾 12061210SET,NEXTPLDI, ,ANMODE,10,0.5, ,0/TITLE,肖曾 12061210SET,NEXTPLDI, ,ANMODE,10,0.5, ,0/TITLE,肖曾 12061210SET,NEXTPLDI, ,ANMODE,10,0.5, ,0/TITLE,肖曾12061210（四）实验结果：（A)第一阶振动模态（B)第二阶振动模态(C)第三阶振动模态(D)第四阶振动模态（五）实验总结：通过这次实验进一步熟悉了ANSYS的使用方法。
B型内燃动车组铝合金车体模态分析及试验验证
B型内燃动车组铝合金车体模态分析及试验验证摘要本文针对B型内燃动车组铝合金车体的结构特点及铝合金材料的力学性能，合理建立车体有限元模型，模拟车体的模态。
通过仿真与试验结果的对比表明，有限元分析结果与试验数据在模态的振型和频率在数值上接近一致，考虑到车体结构的复杂性及有限元建模的过程，可以认定有限元模拟的可靠性，为车体结构的进一步优化与改进提供了参考依据。
关键词铝合金车体模态有限元试验1前言轨道车辆在行驶过程中，由于轨道的不平顺、轮轨间的相对运动及车辆悬挂系统自身的特征等原因，车辆在行驶过程中会产生复杂的振动，这种振动的大小与对旅客的乘坐舒适度和车体结构的疲劳损伤都有明显的影响。
为保证设计的轨道车辆在运行中具有良好的车体结构振动特性，需对车体的模态进行分析。
本文根据模态分析理论，采用有限元分析软件对B型内燃动车组铝合金车体进行模态分析，并通过与试验数值的对比，验证了有限元模型的可靠性，为车体结构的优化设计和后续开发提供了可靠地保证。
2模态分析理论本次车体模态分析计算工况为无约束自由模态。
对于铝合金Tc车体的动力学问题，可以根据三维弹性动力学基本方程及力的边界条件，并利用等效积分形式的Galerkin提法，最终得到弹性体振动的有限元格式下的动力学微分方程：（1）其中：、和分别是结构的结点加速度向量、结点速度向量、结点位移向量，M、C、K、Q(t)分别是结构的质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和结点载荷向量。
式（1）是铝合金TC车体振动分析的动力学基础。
车体自由模态分析主要是预测无阻尼结构的自振频率和振型，这一方面可以用来预测共振及降噪设计，另一方面可以为求解动力响应做准备。
对无阻尼结构模态求解时，C=0；在进行无约束自由模态求解时，Q(t)=0，则（1）式简化为:（2）假设（2）式解的形式为：，其中φ是n阶振型向量,ω是向量φ振动的频率，t是时间变量，t0是由初始条件确定的时间常数。
将上式代入（2）式得到一广义特征值问题：（3）求解特征值问题的方法有很多，如SVI法、Guyan Reducthion法、Lanczos法等。
飞机机翼的模态分析
基于abaqus的飞机机翼模态分析
1、飞机机翼的结构
机翼是飞机结构中一个极其重要的部件，机翼沿长度方向的截面形状是一样的，长度为10，一端固定于飞机机身上，另一端处于自由状态。
其弹性模量E=2⨯105Mpa，密度ρ=7800kg/m3，泊松比μ=0.3。
2、飞机机翼的实体模型
图1 飞机机翼的三维图
3、飞机机翼模态分析
3.1机翼有限元模型的确定
由于机翼通过拉伸即可得到，所以在建模窗口直接建立模型。
图2 模型的建立
3.2机翼材料属性
飞机机翼的弹性模量E=2⨯105Mpa，密度ρ=7800kg/m3，泊松比μ=0.3，其截面属性为均匀实体截面。
属性建立好，直接赋给飞机机翼模型即可。
图3 材料属性
3.3设置工步
设置需要的特征值数目为6。
图4 设置工步
3.4设置边界条件
飞机机翼一端固定，一端处于自由状态。
图5 边界条件
3.5划分网格
其单元类型为隐式线性三维应力缩减积分单元C3D8R。
图6 网格划分
3.6设置工作任务
设置一个进行模态分析的工作任务，设置完成后就可直接运行程序，得到分析后的结果：
图7一阶振型图图8 二阶振型图
图9三阶振型图图10 四阶振型图
图11五阶振型图图12 六阶振型图。
机翼的动力学分析 模态分析
Main Menu>Preprocessor>Modeling>Operate>Extrude>Areas> By XYZ Offset 单击“pick all”，出现【Extrude Areas by XYZ Offset】菜单窗 口。在“offsets for extrusion”中输入“0，0，10”。
INTRODUCTION TO ANSYS 5.7 - Part 1
INTRODUCTION TO ANSYS 5.7 - Part 1
INTRODUCTION TO ANSYS 5.7 - Part 1
ANSYS 入门
… 动力学分析实例
INTRODUCTION TO ANSYS 5.7 - Part 1
图5-19 【Modal Analysis】 对话框
ANSYS 入门
… 动力学分析实例
INTRODUCTION TO ANSYS 5.7 - Part 1
图5-20 【Subspace Modal Analysis】窗口
ANSYS 入门
… 动力学分析实例
INTRODUCTION TO ANSYS 5.7 - Part 1
Utility Menu>PlotCtrls>Window Controls>Window Options “Location of triad”滚动菜单中选中“Not shown” 。 Utility Menu>PlotCtrls>Numbering。 “Keypoint numbers”设为“ON”，单击。
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。
铝合金地铁车体静强度和模态分析 (2)
铝合金地铁车体静强度和模态分析随着我国城市化进程脚步的不断加快，国内的地铁也随之成为各大城市的重要交通工具之一，研发水平在不断地提高，在车体新材料和新工艺方面的研究也越来越多。
铝合金材料以密度小、密封性好和易于挤压成型等优点，越来越广泛地应用于铝合金地铁车体。
为确保车辆在工作状态下安全可靠，车体结构必须要有足够的刚度和强度，满足相关的技术标准。
目前车体结构的强度计算分析主要采用有限元法，为其结构改进和优化提供依据。
标签：铝合金；地铁车体；静强度；模态随着大型铝合金中空挤压型材的开发及焊接技术的不断改进，组装和焊接件的数量逐渐减少，再加上铝合金车体具有减重效果好、耐腐蚀性强、运行平稳性好等优点，使其成为客车车体制造的首选型材。
车体是地铁的主要承载部件之一，为保证它在运行中的安全性和可靠性，要求铝合金车体结构具有足够的强度和刚度，并满足相关技术标准的要求。
下面以有限元法为基础，利用有限元分析软件ANSYS建立某地铁铝合金车体结构的有限元模型，并依据相关标准的规定对车体强度进行了多工况的计算分析，得到车体结构在各个工况下的应力水平、应力分布、刚度、自振频率及振型。
由于中国地铁建设尚处于初级阶段，尽管有不少关于轮轨关系的定性描述，但对地铁振动荷载定量分析的研究还较少，目前还没有制定地铁强度标准和载荷工况标准，此次计算分析主要参照国外地铁车辆技术标准和铁路运输行业标准《内燃、电力机车车体静强度试验方法》（TB/T2541-1995）、国标《内燃机车通用技术条件》（GB3314）等规范和标准，确定车体的计算载荷、计算工况以及车体静强度、刚度、模态频率等计算结果要求。
1车体结构的有限元模型1.1有限元模型坐标定义由于B型车的拖车模型是纵向对称的，对于对称荷载只将结构的一半模型化（B侧），在本文中所有涉及坐标系的方向，均以下面的定义为准：车的结构以yoz平面为对称面；原点o在驾驶室地板前端中央；x向为从结构对称面指向车体侧墙；y向为从地板指向车顶；z向为从驾驶室指向车尾。
飞机机翼结构模态分析研究
飞机机翼结构模态分析研究飞机机翼是飞机上最重要的部件之一。
它不仅支撑飞机的载重，还掌握着飞机的飞行稳定性，甚至影响着飞机的飞行表现和舒适度。
因此，对飞机机翼的研究与优化显得尤为重要。
在众多的研究中，机翼结构模态分析研究显得更为精细和有深度。
一、什么是机翼结构模态分析？机翼结构模态分析是对机翼的结构载荷进行计算和分析，以确定机翼的振动和模态。
通过分析机翼的模态，可以进一步找出机翼振动的频率和振幅，然后对机翼进行改进和优化，以增强其性能。
二、机翼结构模态分析的应用机翼结构模态分析可应用于飞机设计中的多个方面。
首先，它可以用于减少飞机噪音和减少疲劳寿命。
通过分析机翼结构的模态，可以找出机翼振动的频率，以便在设计中控制振动强度，减少噪音和疲劳寿命的损失。
其次，机翼结构模态分析还可以用于优化机翼的性能。
通过分析机翼结构的模态，可以找出不同振动模式下机翼的刚度和弯曲性，以便在设计中进行优化，确保机翼的强度和稳定性。
最后，机翼结构模态分析还可以用于飞机事故的分析与预防。
通过对机翼结构的模态分析，可以找出机翼在某些频率下所产生的振动，并对机翼进行针对性的改进和极限测试，以确保其在面临自然灾害和技术考验时的安全性。
三、机翼结构模态分析的方法机翼结构模态分析的方法包括有限元分析法、信号分析法、模态试验法等。
这里我们重点介绍前两种方法。
1、有限元分析法有限元分析是机翼结构模态分析的一种基本方法。
通常，它通过对机翼进行与现实相符的有限元模型建立，再通过有限元分析来求解机翼的振动和模态。
有限元分析法具有良好的精度和计算速度，并且易于分析机翼不同振动模式下的响应。
2、信号分析法信号分析法是另一种机翼结构模态分析的方法。
通常，它通过在机翼上放置传感器和数据记录器来记录机翼在不同工况下的应变和特征振动信号，并对信号进行分析处理来确定机翼的振动和模态。
信号分析法可以通过实际的测试来为飞机提供更加准确和可靠的性能分析数据。
四、机翼模态分析的意义机翼模态分析是对机翼结构的深入研究，可以为飞机设计和改进带来很多好处。
铝合金飞机结构强度与稳定性分析
铝合金飞机结构强度与稳定性分析飞机结构的强度与稳定性是航空工程设计中的关键考虑因素之一。
而在现代航空工业中，铝合金已被广泛应用于飞机结构，因其具有较高的强度、轻质化、抗腐蚀性好等优点。
本文将对铝合金飞机结构的强度与稳定性进行探讨，以期为航空工程设计提供一定的参考。
1. 铝合金飞机结构的强度分析铝合金作为常用的航空材料，其强度性能成为设计过程中一个关键的指标。
铝合金的强度主要取决于晶粒尺寸、合金化元素、热处理等因素。
其中，晶粒尺寸越小，其强度越高。
同时，合金化元素的添加可以改善铝合金的强度和刚度。
在铝合金的热处理过程中，通过控制退火和冷却速度等工艺参数，可以有效提高铝合金的强度。
飞机结构的强度分析主要涉及到静态载荷和疲劳载荷两种情况。
在静态载荷分析中，飞机的受力状态通过数值模拟方法得以分析，以确定各个结构件的受力情况。
同时，在疲劳载荷分析中，通过模拟实际飞行过程中的典型载荷情况，如起飞、爬升、巡航、下降和着陆等，评估铝合金结构在飞机寿命内的疲劳性能，以确保飞机的结构安全。
2. 铝合金飞机结构的稳定性分析铝合金飞机结构的稳定性分析主要涉及到屈曲和捩跳两种情况。
屈曲是指在受到压缩载荷的情况下，结构出现失稳现象。
而捩跳则是指在受到扭矩载荷的情况下，结构出现失稳现象。
这两种失稳破坏形式都可能导致结构的严重变形甚至崩溃，因此在设计过程中需要进行相应的稳定性分析。
为了确保飞机结构的稳定性，可以采用理论计算和数值模拟两种方法。
理论计算方法主要通过应用弹性稳定理论和初始几何缺陷评估结构的承载能力。
而数值模拟方法则通过建立飞机结构的有限元模型，并施加相应的载荷，进行结构的稳定性分析。
通过理论计算和数值模拟的相结合，可以全面、准确地评估铝合金飞机结构的稳定性。
3. 铝合金飞机结构强度与稳定性分析的优化方法为了进一步提高铝合金飞机结构的强度与稳定性，可以采用多种优化方法。
其中，材料优化是一种常见的方式。
通过合金化、热处理等工艺措施，可以改善铝合金的性能，提高其强度和刚度。
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。
飞机机身结构的模态分析与优化设计
飞机机身结构的模态分析与优化设计随着民用航空业的飞速发展，航空器的结构设计也得到了极大的改善。
飞机机身结构作为飞机重要的组成部分，其优化设计与模态分析对于飞机的安全性、舒适度、减少疲劳损伤以及航空器加速度降低等方面都有极为重要的影响。
因此，这篇文章将介绍飞机机身结构的模态分析与优化设计，以促进航空器的发展。
一、机身结构的模态分析在机身结构设计中，模态分析是非常重要的步骤。
模态分析是指对一种结构在一定的边界条件和外荷载作用下，研究其自由振动频率、振型以及对外部激励的响应情况。
模态分析的结果可以用来指导设计工作和预测结构运行和安全。
1、有限元法在模态分析中，有限元法是一种广泛使用的方法。
它可以将结构离散化成各种复杂的形式，如单元板、单元梁、单元壳体等，用矩阵方法求解复杂结构的振动特性。
有限元法具有计算精度高、处理能力强和适用范围广等优点，在机身结构的模态分析中的使用也是十分广泛。
2、振型及频率分析模态分析时，振型及频率是求得的主要指标之一。
振型是指结构在自由振动时的振动状态。
在模态分析中，振型可以描述结构运动的特点，用于确定结构的刚度和几何形状，通过振型的分析可以了解结构的哪些部位较为关键，以便进行后续的优化设计。
频率是指结构在自由振动状态下所具有的振动周期。
在模态分析中，频率越高，表示结构越容易发生共振或者很容易出现破坏，因此，频率的分析为航空器的设计提供了参考和依据。
3、模态优化模态优化是指通过对机身结构进行振动模态分析，找到机身结构的主要振动模态和对应频率，从而进行优化设计。
模态优化设计可以减少机身结构共振的可能性，从而避免机身结构发生破坏，保证飞机安全飞行。
二、机身结构的优化设计机身结构的优化设计是对航空器机身设计的一个重要环节。
通过对机身结构的优化设计，可以提高航空器的性能和安全水平。
具体的优化设计包括如下方面。
1、结构的减重结构的减重是对机身结构的安全性能、效率和可靠性都有极高的要求。
在设计机身结构时，减轻重量可以增加载荷能力、降低阻力、减轻燃料消耗等。
ansys飞机机翼的模态分析
求解
后处理—显示模态频率
动态显示模态振型
定义单元尺寸并划分网格
注：此时单元类型为1，可不指定
定义单元属性：单元类型为2
定义单元尺寸
将面沿Z轴拉伸10
有限元模型
定义求解类型—模态分析
设置模态求解方法和扩展模态阶数
可以设置频率范围
设置实体---面和节点：目的是为方约束
显示所有实体
1.定义单元类型、材料属性 2.建立几何模型 关键点 K1,（0,0,0） K2（2,0,0） K3（2.3,0.2,0） K4（1.9,0.45,0） K5（1,0.25,0）
Line:连线1和2；1和5
Spline→with options
2、3、4、5
→ spline
with Kps
由线形成面
飞机机翼的模态分析
如图所示，为一模型飞机的机翼。机翼沿长度方 向轮廓一致，其他的横截面由直线和样条曲线定 义。机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空的 自由端。机翼由低密度聚乙烯制成，有关性质参 数为：EX,=38e3 PRXY=0.3 DENS=1.033e-3
飞机机翼的模态分析
单元类型：ET,1,PLANE42 ET,2,SOLID45 EX,=38e3 PRXY=0.3 DENS=1.033e-3
典型7050-T7451铝合金框类薄壁类零件模态分析研究
162研究与探索Research and Exploration ·工艺与技术中国设备工程 2018.10 (上)模态分析技术是一种用于工程结构体系振动特性的动态分析。
随着现代科学技术的发展，工程产品的设计要求越来越高，如车船平顺性，噪声控制，设备的轻量化设计以及疲劳强度等，都跟产品结构的振动特性息息相关。
在欧美包括日韩等发达国家，实验模态分析技术早已广泛应用，如福特、通用等汽车公司，专门建立用于汽车零部件模态分析的实验室，为其产品研发和设计提供依据。
目前，模态分析技术已被广泛用于解决航空、航天、机械、造船、土木工程、建筑、水利、医药等实际工程中的振动问题。
铝合金框类薄壁类零件因其量轻、易加工、成本低等优点，被广泛应用于航空、航天、轨道交通、船舶等领域。
然而，由于铝合金框类薄壁类零件本身的刚性特别差，其刚度随着加工过程中材料的去除而变化，导致由机床—工件夹具组成的加工系统的固有频率将相应改变。
这样会引起共振，导致零件加工精度差甚至是报废的情况发生。
浙江大学董辉跃等则通过用有限元手段，研究装夹对薄壁工件刚度和切削加工系统的影响。
本文针对装夹系统下的铝合金合金框类薄壁类零件为研究背景，利用ABAQUS 软件自带的Block-Lanczos 算法，建立了相关的有限元模拟模态分析模型，确定了不同工件壁厚和内框架结构下薄壁零件夹具系统的模态参数。
1 有限元分析模型1.1 基本假设在实际当中，影响系统模态特效的因素很多，包典型7050-T7451铝合金框类薄壁类零件模态分析研究纪合溪1，葛雷达2，葛茂杰3，孙卫峰3，刘海涛3（1.福建众人机械制造有限公司，福建 宁德 352000；2.麦格纳汽车动力总成(天津)有限公司，天津 300000；3.烟台龙源电力技术股份有限公司，山东 烟台 264006)摘要：针对装夹系统下的Al7050-T7451合金框类薄壁类零件，采用有限元分析软件ABAQUS，建立有限元几何模型，利用Block-Lanczos 算法，获得Al7050-T7451合金框类薄壁类零件不同壁厚下的固有频率和模态振型等参数。
机翼模型的模态分析
教程6：机翼模型的模态分析问题阐述这是一个机翼的简单模态分析。
该机翼模型沿着长度方向具有不规则形状，而且其横截面是由直线和曲线构成（如图所示）。
机翼一端固定于机身上，另一端则自由悬挂。
问题研究的目的是计算机翼的固有频率和振型。
所给条件机翼的尺寸见上图所示，材料是低密度的聚乙烯，其杨氏模量为38×103 psi，泊松比为0.3，密度为1.033×10-3 slugs/in3。
近似与假设假设机翼与机身相连的一端所有自由度完全固定。
机翼材料特性为常数并是各向同性。
使用一个体模型来构造机翼横截面的2-D模型，创建一个合理的网格并将横截面拉伸成3-D的体模型，系统会自动对体模型进行网格划分。
为了以最少的时间来创建体模型，要简化翼面2-D模型的创建操作。
为了更好地模拟翼面的形状，需要建立更多的数据点。
此外，本例中所做的离散化是相当粗糙的，即单元网格太大，因此计算结果误差也非常大。
故该练习只作为一种方法练习，其计算精度不必考虑。
交互式的求解过程1． 建立几何模型1.1 创建给定位置的关键点1．Main Menu ：Preprocessor-Modeling-CreateKeypointIn Active CS 。
2．输入关键点号1。
3．分别输入0，0，0作为关键点1的坐标值。
4．按下Apply 按钮完成第一个点的创建。
5．输入关键点号2。
6．分别输入2，0，0作为关键点2的坐标值。
7．按下Apply 按钮完成第二个点的创建。
8．输入关键点号3。
39．输入2.3，0.2，0作为关键点3的坐标值。
10．按下Apply 按钮完成第三个点的创建。
11．输入关键点号4。
12．输入1.9，0.45，0作为关键点4的坐标值。
13．按下Apply 按钮完成第四个点的创建。
14．输入关键点号5。
15．分别输入1，0.25，0作为关键点5的坐标值。
16．按下OK 按钮完成所有点的创建。
1.2 创建关键点之间的直线和曲线1．Main Menu ：PreprocessorModeling-Create4 3 2Lines-LinesStraight Line2．依次选择关键点1，2，5，1（点1在原点处）。
航空器机翼结构强度分析及性能优化研究
航空器机翼结构强度分析及性能优化研究随着工业革命和科技的发展，航空工业也不断壮大。
航空器机翼是其重要组成部分，能够支撑和产生升力。
然而，机翼又是机身受力最大的部位，因此其结构设计和强度分析至关重要。
本文将介绍航空器机翼结构强度分析及性能优化研究的方法和进展。
一、机翼结构设计机翼的结构设计目标是保证安全、可靠、轻量化。
针对这些目标，机翼结构应满足以下要求：1.强度要求：机翼需保证足够的强度和刚度，以承受飞行时所受到的各种复杂载荷，确保飞行安全。
2.轻量化：良好的轻量化设计不仅可以减轻飞机总重量，提高飞行性能，还可以缩小机翼的体积，节省燃料。
3.气动性能：机翼表面应光滑，不应存在过多的凹凸不平的部位，以减小气动阻力，提高飞机的速度。
4.可生产性：机翼的结构设计应当考虑到其生产成本和生产难度，从而提高生产效率。
二、机翼结构强度分析方法机翼结构强度分析是指通过计算机仿真或试验测量，确定机翼的承载能力和强度，从而保证其结构安全可靠。
目前，机翼结构强度分析主要采用以下方法：1.有限元分析法：有限元分析法是一种广泛应用于结构力学计算的数值分析方法，可以用于计算机翼的强度分析。
2.模态分析法：模态分析法是一种航空结构强度分析的经典方法，依靠结构振动的原理进行结构分析。
3.静力测试法：静力测试是一种将试验机置于静止状态下测量受力情况的方法，该技术适用于对机翼结构强度进行试验验证。
4.疲劳寿命分析法：针对飞机飞行时所受的疲劳载荷，进行机翼结构疲劳寿命分析，使机翼寿命得到保证。
三、机翼性能优化除了机翼的强度分析，机翼性能优化也是当前航空工业研究的热点。
为了使机翼具有更高的性能，研究人员采用了以下方法：1.材料改进：应用新型材料制造机翼，如碳纤维、玻璃钢、铝锂等，以减轻机翼的重量、提高强度和刚度。
2.形状优化：采用优化设计方法来改善机翼结构形状，减小气动阻力和空气噪声，提高机翼气动性能。
3.构件优化：采用优化设计方法来改善机翼构件的连接方式和布局，以减小应力集中，提高机翼的承载能力和结构强度。
2024铝合金动态力学本构模型构建
2024铝合金动态力学本构模型构建张正礼【摘要】利用电子万能试验机和 Hopkinson 杆,结合准静态和动态的试验方式,在大范围应变率(10-4~103)内进行了拉伸和压缩测试。
根据试验数据,绘制了不同应变率下的真实应力应变曲线,构建了2024铝合金材料的动态本构模型。
结果表明,2024铝合金是应变率不敏感材料；高应变率下,韧性降低,脆性增大；2024铝合金表现出明显的温度软化效应,随着应变的增大,试验件温度升高,温度软化效应放大；本构模型在大范围应变率内能精确预测动态力学性能。
%Using electronic omnipotent testing device and split Hopkinson pressure bar,combinedwith the static and dynamic mode,tension and compression testing was done in large-scale strain rate(10 -4 ~103). Based on testing data,real stress-strain curves for different strain rates were drawn,and the dynamic constitu-tive model was built. The results show that,firstly,2024 aluminum has no strain rate sensitivity. Secondly, toughness decreases and brittleness increases at high strain rate. Thirdly,2024 aluminum has remarkable tem-perature soften effect. With the increase ofstrain,temperature of specimens becomes higher,and temperature soften effect is amplified. Lastly constitutive model can accurately forecast dynamic mechanical behavior within large-scale strain rate.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2014(000)002【总页数】4页(P47-50)【关键词】2024铝合金;动态力学性能;动态本构模型;应变率;温度软化效应【作者】张正礼【作者单位】上海飞机设计研究院结构部，上海201210【正文语种】中文【中图分类】TU512.42024铝合金材料通常用于飞机翼面前缘蒙皮结构，根据CCAR/FAR/CS民用飞机适航规章规定:民用飞机须按照抗鸟撞条款设计［1－3］，由于真实结构的鸟撞问题是一个高度非线性的冲击动力学问题［4］，因此为进行翼面前缘蒙皮结构的抗鸟撞设计和分析需对2024铝合金材料的动态力学性能进行研究，并构建出可靠的动态力学模型。
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 (1)二、翼板的模态分析 (3)2.1 建立几何模型的文件名 (3)2.2 创建几何模型 (3)2.3 划分有限元网格 (4)2.4 设置边界条件 (4)2.5定义材料属性 (5)2.6 定义单元属性 (5)2.7 进行分析 (6)2.8 查看分析结果 (6)2.8.1显示模态云图 (7)2.8.2显示模态变形图 (7)2.8.3同时显示模态云图及变形图 (8)三、平板颤振分析 (8)3.1结构建模 (9)3.2气动建模 (10)3.2.1设定气动参考坐标系 (10)3.2.2气动建模－网格划分 (10)3.3参数设置 (10)3.3.1参考弦长等参数设定 (10)3.3.2减缩频率等参数设定 (11)3.4耦合分析 (11)3.4.1生成样条 (11)3.4.2应用样条 (11)3.4.3设定工况、分析 (12)3.5结果分析 (12)四、总结 (13)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。
B型铝合金地铁车体模态分析及试验验证
825334,1。
图1TC车体有限元模型
车体所用材料主要为铝合金,计算时代入的力学性能为:弹性模E=70GPa,泊松比μ=0.33,密度ρ=2710kg/m3。
有限元计算结果
地铁车辆整车模态计算分为空车自由模态、整备自由模态和超员自由模态三种工况,由于试验工况是空车自由模态,为了对应比较
(上接第14页)资水平也高于当年本校毕业生的平均薪资水平。
对于学校而言,工作室的建立,丰富了学生的课余生活,提高了学生的综合竞争力,不仅有利于就业工作,对于日常的教学工作也有促进作用。
目前我校与多家中小规模企业达成合作协议,建立了多个工作室工作室为平台的校企合作模式进行推广和优化。
(a )一阶模态
(b )二阶模态
(c )三阶模态
图2空车车体前三阶模态振型
仿真结果与试验数据比较分析
4.1试验中传感器配置方案
(a )车体断面布置示意图
(b )车体加速度传感器布置示意图
图3车体断面和加速度传感器布置示意图
针对车体的特点,沿车体长度方向分为9个断面布置测点断面地板中部1个测点、左右上边梁各1个测点、左右下边梁各侧墙中部1个测点、车顶棚中部1个测点,共8个测点。
点测试横向和垂向两个方向加速度,加速度传感器采用ICP 式加速度车体断面布置示意图和加速度传感器布置图如图3试验数据[3]与仿真结果比较分析
相对误差均不超过。
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某大型薄壁铝合金壳体模态分析
某大型薄壁铝合金壳体模态分析作者：李广超，许少云，孟强来源：《科技创新与生产力》 2018年第9期摘要：针对某产品的大型薄壁铝合金壳体在加工过程中振动严重、表面出现颤纹、表面质量不达标、外观质量难以保证等问题，同时为了防止壳体在车削过程中与机床发生共振，本文在系统模态分析理论的基础上，利用ANSYS有限元分析软件建立有限元模型，对大型壳体车削过程进行了模态分析，得到了壳体的前八阶固有频率和振型，指出壳体固有频率远远小于机床的振动频率，为机械加工过程中壳体装夹方式的确定、切削参数的选取以及工艺装备的设计提供了有力的依据。
关键词：振动；振型；模态分析；有限元；薄壁铝合金壳体中图分类号：TB534+.3；TH113.1 文献标志码：A DOI：10.3969/j.issn.1674-9146.2018.09.0711 壳体模态分析的研究背景模态分析是研究结构动力特性的一种近代方法，是系统辨别方法在工程振动领域中的应用。
模态是机械结构的固有振动特性，每一个模态具有特定的固有频率、阻尼比和模态振型。
任何物体都有自身的固有频率，也称特征频率，在很多工程问题中研究系统特征频率的一个重要目的是防止共振。
如果物体发生共振，则后果不堪设想。
比如方队按统一步伐通过大桥时要避免与桥体发生共振以防止桥梁坍塌，飞机飞行时如要避免与气流发生共振等。
因此，要避免发生共振，必须研究物体本身的固有频率。
在车削加工过程中，工件和刀具之间常常发生强烈振动，破坏和干扰了正常的切削过程，使得工件表面质量恶化，产生明显的表面颤纹或振纹，使工件的粗糙度得不到保证。
某锥形壳体材料为ZL114A，壁厚为2 mm，长度为1 500 mm，在车削加工过程中由于产生振动导致在圆锥外表面产生明显的振纹。
因此有必要对工件本身模态进行研究，防止工件与机床系统发生共振，同时为壳体机械加工领域防止壳体变形所用工艺装备的设计提供依据。
2 系统模态分析理论黏性阻尼系统的振动微分方程为3 壳体模态分析3.1 有限元模型建立在模态分析过程中，由于其他软件所建立的模型导入有限元分析软件ANSYS后可能发生元素丢失、元素编号不能正确识别等问题，因此为了避免这些问题的发生，笔者利用ANSYS软件的建模功能建立了壳体的三维模型，采用“点—线—面—体”建模方式[1-2]建立模型，生成关键点后，先利用循环语句*DO依次生成线（见图1），再利用VROTAT命令得到体（见图2）。
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铝合金机翼模态分析
模态是机械结构的固有震动特性，每一个模态具有特定的固有频率、阻尼比和模态振型。
这些模态参数可以由计算或试验分析取得，这样一个计算或试验分析过程称为模态分析。
这个分析过程如果是由有限元计算的方法取得的，则称为计算模态分析。
振动模态是弹性结构固有的、整体的特性。
通过模态分析方法搞清楚了结构物在某一易受影响的频率范围内的各阶主要模态的特性，就可以预言结构在此频段内在外部或内部各种振源作用下产生的实际振动响应。
因此，模态分析是结构动态设计及设备故障诊断的重要方法。
本文通过有限元方法，对铝合金机翼进行模态分析，了解其振动特性。
1结构模型
铝合金是应用最为广泛的航空材料，铝合金结构具有强度高，质量小的优点，被广泛的应用于机身和机翼的设计。
本次使用的铝合金型号为6061，其密度为2.8g/cm3，弹性模量为E=68.9Gpa，泊松比为0.330，机翼的结构模型如下图1所示
图1.1机翼结构模型
假定该机翼为小型无人机机翼，整个机翼由蒙皮、主梁、辅助梁、翼肋组成。
该机翼是弦长为100mm，展弦比为8的矩形直机翼。
蒙皮厚度为1mm，主梁厚度为2mm，位于翼型最大厚度处，辅助梁的厚度为1mm，位于后缘1/4弦长处，端肋厚度为1mm，加强肋厚度为2mm。
上图给出的是半个机翼的有限元分析模型，其右端固支在机身上。
1.数学模型
机翼的无阻尼固有振动方程为：
0)(2=Φ-M K ω （2.1）
式中：
结构的固有频率；结构的特征向量矩阵；
矩阵；
结构的刚度矩阵和质量--Φ-ωM K ,
结构离散化后，运动状态下，可以得到结构的动力平衡方程如下：
（2.2）
上式中{P (t )}为流体力矢量，结构在空气中自由振动时，此项为零。
本次分析不考虑空气动力的影响，因此结构系统在空气中的无阻尼振动方程为
0}]{[]][[][][1=++δδδ
K C M (2.3) 2.机翼有限元模态分析
在对机翼模型进行模态分析之前首先要定义其材料属性为密度为2.8g/cm3，弹性模量为E=68.9Gpa ，泊松比为0.330，接着对其进行有限元网格划分，本次网格划分采用的是六面体结构化网格，网格大小为1mm ，网格数为，如图3.1-3.3所示
3.1 翼端处网格
)}({][}]{[][][1t P K C M =++δδ
3.2 翼身处网格
3.3 内部网格
划分完网格后，对机翼的右端加固定支撑，因为在无人机实际飞行过程中，机翼可以认为是固定在机身上的，如图3.4所示
3.4 根部固支
接下来要做的就是定义有限元分析类型，本次分析选择的有限元分析类型为Block Lanczos法，这种方法是一种功能十分强大的方法，它经常应用于具有实体单元或壳单元的模型中，能够的到很好的刚体振型。
取分析结果的前六阶模态进行分析，计算结果如图所示。