机翼模型的振动模态分析
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）。
ANSYS机翼模型模态分析详细过程
机翼模型的模态分析高空长航的飞机近年得到了世界的普遍重视。
由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。
大展弦比和低重量的要求，往往使这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。
颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。
通过对机翼的模态分析，可获得机翼翼型在各阶频率下的模态，得出振动频率与应变间的关系，从而可改进设计，避免或减小机翼在使用过程中因振动引起变形。
下图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。
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 。
图 1 机翼模型的结构尺寸图1、建立有限元模型1.1定义单元类型自由网格对模型的要求不高，划分简单省时省力。
选择面单元 PLANE42 和体单元Solid45 进行划分网格求解。
1.2定义材料特性根据上文所给的机翼材料常数定义材料特性，弹性模量 E=0.26GPa，泊松比m=0.3，密度r =886 kg/m 。
1.3建立几何模型并分网该机翼模型比较简单，可首先建立机翼模型的截面，再其进行网格划分，然后对截面拉伸0.25m的长度并划分10个长度单元，而得到整个模型的网格。
图2机翼模型截面图图3 盘轴结构的有限元模型1.4 模型施加载荷和约束因为机翼一端固定于机身上，另一端则自由悬挂，因此对机翼模型的一端所有节点施加位移约束和旋转约束。
1.5 分析求解本次求解了机翼模型的前五阶模态，各阶固有频率值如下机翼前五阶振动模态图如下：机翼的各阶模态及相应的变形如表 1 及图 6 所示。
从图可看出在一阶( 14.283 Hz) 和二阶( 61.447Hz) 振动模态下，机翼主要发生弯曲变形，并且离翼根越远变形量越大。
机翼振动模态试验与颤振分析
机翼振动模态试验与颤振分析1 引言高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。
由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。
大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，如机翼结构的静气动弹性发散、颤振等等。
这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，甚至极为有害，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。
气动弹性问题又分为静气动弹性问题和动气动弹性问题。
在动气动弹性问题领域中最令人关注的是颤振问题。
颤振现象是气动力、结构弹性力和惯性力三者耦合的结果。
所以颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。
在对机翼进行颤振特性的数值计算时，颤振计算结果的正确性和精确性取决于机翼各阶固有振动模态的精确性。
真实机翼的固有模态可以通过模态试验测得。
根据颤振数值计算过程的需要，参与计算的各阶模态必须正交，而试验测得的模态并不严格正交，且因为结构阻尼的存在，模态通常为复数。
有一种处理方法是通过取幅值，把各阶模态变为实模态，然后对求得的广义质量阵、刚度阵进行修正，使其变为对角阵从而方便数值计算;另一种方法是直接建立机翼的有限元模型，通过数值计算求得固有模态(满足正交性)，但是计算所得模态的正确性需要通过模态试验进行验证。
在实际工程中，通常采用第二种方法，本文也采用这种方法的思路。
本文研究对象为一个大展弦比平板机翼模型：一块半展长 1 米，弦长0.12 米，厚度1.8毫米的铝板，边界条件为根部固支。
2 模态数值分析有限元模型作为颤振分析的基础，也是试验模态结果正确性验证的重要参考。
另外根据计算所得的各阶主要模态的节线位置，可以确定传感器测量点和激振点的布放位置(尽量将激振点和测量点放置在远离各阶节线的位置，如果正好在某阶节线上，则该阶模态无法激励出或测量不到)。
所以在试验前须根据实际结构建立一个能够充分反映结构质量、刚度特性的有限元模型。
使用Nastran 有限元计算软件进行根部固支状态下的振动模态计算，得到结果如表 1 所示。
振动系统的模态分析与优化设计
振动系统的模态分析与优化设计振动系统是一类具有固有频率和振动模态的物理系统，它们广泛应用于各个领域，包括工程、航空航天、汽车等。
对振动系统的模态分析与优化设计的研究是提高系统性能和减少振动噪声的重要手段。
本文将从振动系统的模态分析方法入手，介绍振动系统的优化设计思路和方法。
1. 模态分析方法模态分析是研究振动系统特征频率和振动模态的重要手段。
常见的模态分析方法包括频率域分析和时域分析。
1.1 频率域分析频率域分析是通过对振动信号的频谱进行分析，得到系统的特征频率和振动模态。
其中，最常用的方法是傅里叶变换。
通过对振动信号进行傅里叶变换，可以将信号从时域转换到频域，并得到频谱图。
在频谱图中，峰值对应系统的特征频率，而频谱的形状则反映了振动模态的特征。
1.2 时域分析时域分析是对振动信号的波形进行分析，探究系统的特征波形和响应特性。
常用的时域分析方法包括峰值检测、相关分析和小波变换等。
通过时域分析，可以直观地观察到系统的振动特征，如幅值、相位、周期等。
2. 优化设计思路振动系统的优化设计旨在改善系统的振动性能，减少振动噪声和损耗。
优化设计思路常包括以下几个方面：2.1 结构优化结构优化是通过改变系统的结构参数，如材料、形状和尺寸等，来改善系统的振动性能。
例如，在汽车设计中，通过优化车身的结构布局和刚度分布，可以减少车身的共振现象，降低噪声和疲劳损耗。
2.2 材料优化材料优化是通过选择合适的材料，来提高系统的振动特性。
不同材料具有不同的弹性模量和阻尼特性，因此选择适当的材料可以改变系统的固有频率和振动模态。
2.3 控制优化控制优化是通过对振动系统施加控制力或应用控制策略，来减小系统的振幅和振动噪声。
常见的控制优化方法包括主动控制和被动控制，如主动振动控制器和振动吸振器等。
3. 优化设计方法优化设计方法是指通过数学模型和计算工具，对振动系统进行优化设计的技术手段。
常见的优化设计方法包括参数优化和拓扑优化。
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。
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)。
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。
模型飞机机翼模态分析
ANSYS实例分析——模型飞机机翼模态分析问题描述如图所示为一模型飞机机翼，其长度方向横截面形状一致，机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空自由端，试对机翼进行模态分析并显示机翼的模态自由度。
机翼材料参数：弹性模量EX=30GPa；泊松比PRXY=0.26；密度DENS=158kg/m3。
机翼几何参数：A(0，0)；B(2，0)；C(2.5，0.2)；D(1.8，0.45)；E（1.1，0.3）。
问题分析该问题属于动力学中的模态分析问题。
在分析过程分别用直线段和样条曲线描述机翼的横截面形状，选择PLANE82和SOLID45单元进行求解。
求解步骤第一步：定义工作文件名和工作标题。
定义工作文件名为wings；定义工作标题为 MODAL ANALYSIS OF A MODEL AIRPLANE WING。
第二步：定义单元类型。
指定PLANE82和SOLID45单元进行求解。
第三步：定义材料性能参数。
输入材料弹性模量30GPa，密度1580kg/m3，泊松比0.26。
第四步：创建几何模型、划分网格。
设置视图显示方向，创建关键点编号及坐标：1（0，0，0）；2（2，0，0）；3（2.5，0.2，0）；4（1.8，0.45，0）；5（1.1，0.3，0）。
点1、2生成线段，点2、3、4、5、1生成样条曲线，由线生成面。
设置单元格尺寸大小为0.1，对面进行网格划分，设置单元等份数为20（如下图）。
拖拉面生成体，并显示单元（如下图）。
第五步：加载求解。
进入求解器，将求解类型设置为模态分析，并设置模态分析选项，指定扩展模态数。
选择节点施加位移约束，选择所有节点开始求解计算。
第六步：查看求解结果。
5阶固有频率计算结果如下图所示。
五阶模态结果分别如下图所示。
1阶模态显示2阶模态显示3阶模态显示4阶模态显示5阶模态显示。
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。
某飞机机翼颤振模型模态测试及分析
某飞机机翼颤振模型模态测试及分析
秦锦;赵冬强;龚亮;王培勇
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2020(37)5
【摘要】以某飞机机翼颤振缩比模型为研究对象,通过纯模态测试得到试验件前九阶模态参数。
建立机翼梁架有限元模型并进行计算,得到各阶模态振型及频率。
将各阶模态的计算结果与试验结果进行对比,频率的计算结果与纯模态试验值的误差均在5%以内,主要模态的振型计算结果与试验结果也基本一致,验证了有限元计算模型的准确性。
在此基础上可以进行下一步的颤振分析,且试验结果可以作为机翼颤振模型风洞试验的参考依据。
【总页数】6页(P1882-1886)
【作者】秦锦;赵冬强;龚亮;王培勇
【作者单位】第一飞机设计研究院
【正文语种】中文
【中图分类】O321
【相关文献】
1.飞机机翼颤振特性测试仿真研究
2.飞机大展弦比外挂机翼弹性颤振特性分析
3.15米翼展太阳能飞机机翼颤振分析和刚度设计
4.基于机翼颤振风洞试验模型的地面颤振模拟试验验证
5.机翼结构相似颤振模型制造的模态频率误差修正方法
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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）。
航空领域模态分析与结构优化研究
航空领域模态分析与结构优化研究随着科技的发展，航空领域的飞行器在不断的更新换代，我们希望它们能够更加安全，舒适，环保。
为实现这一目标，研究人员们需要对飞行器的模态分析和结构优化进行深入研究。
一、模态分析模态分析是对航空器振动特性进行分析的一种方法，通过对振动测试数据、有限元分析或计算机模拟得出的航空器振动模态进行判断。
它可以使航空设计人员更清楚地了解飞行器振动情况，便于发现和解决振动问题，提高航空器结构的可靠性和安全性。
进行模态分析需要对振动模态进行预测和评估。
预测通常利用有限元分析方法，将结构划分成若干个单元，在不同工况下对其进行计算，得出振动模态。
而评估过程则包含试验与分析两个方面。
基于试验测试数据的振动模态分析受试验器材影响，无法涵盖整个航空器，因此需要数学模拟工具作为补充。
基于分析计算的振动模态也需要与试验数据进行比对，确认其准确性。
模态分析可用于解决空气动力学、静态加载和周期振动等问题。
它不仅可以定量评估航空器振动特性，还可以进行定性判断，为航空器振动问题的解决提供参考意见。
二、结构优化结构优化是指在满足航空器几何限制和约束条件下，利用各种方法寻求最佳航空器结构的过程。
结构优化将设计的重点由理论分析转向了数值计算，它通过大量计算以及实验得出一种性能最好的飞行器结构，从而满足人们对于高性能航空器的需求。
结构优化可分为传统优化和拓扑优化。
传统优化是通过结构的某些特定参数优化结构。
它对结构的证明可靠，适用于具有固定的结构形式和加载情况。
而拓扑优化则是利用计算机数值计算的方法，将结构初始状态转化为有限元模型，并通过优化算法的运算，找出最佳解决方案。
结构优化依赖于材料与制造技术的进步，以及对数值计算方法的不断改进。
这样，在更小的重量、更有效的空气动力学和更低的能源消耗下，可以实现空气动力学性能和强度优越的航空器。
三、模态分析与结构优化的结合模态分析和结构优化是密不可分的，它们的结合可以帮助研究人员更好地理解、评估和优化飞行器结构设计。
飞机模型整机模态实验分析过程与操作步骤
分析结构的模态参数是优化试验对象力学性能的关键。
测试结构的固有频率、阻尼和模态振型有助于优化结构设计，改善结构性能。
因此，模态分析是产品开发的一个重要过程。
本文主要介绍通过试验模态分析获得了飞机模型的模态特性的过程。
利用一个模态激振器和多个传感器做SIMO FRF测试，获得结构的振动特性。
用激振器激励比用模态锤激励具有更好的一致性和可重复性。
另外，用激振器激励平均数更高，可以获得更干净的数据。
高质量测量有助于更好地获得结构的模态参数。
为了避免巡回响应测量中的质量附加效应，完整的模态试验在一次运行中完成。
一次性在对应的测点上共布置25个传感器。
这次SIMO FRFCE测试，硬件使用高通道系统Spider-80Xi ，软件使用最新发布版本EDM Modal 8.1 。
按照网格划分，25个测点布置在前翼和后翼上。
使用弹性绳悬挂飞机模拟自由-自由边界条件（如试验装置所示）。
模态激振器安装在飞机中心的正下方以激励全局模态。
通过均匀分布在机翼上的24个单轴加速度计和1个阻抗头采集响应。
测量垂直方向的激励和响应有助于获得平面外的模态振型我们对低阶模态感兴趣，因此设置采样率为1kHz，块大小为2048。
通过这两个设置获得0.488Hz足够高的频率分辨率。
对每个测量自由度上的28个块数据进行线性平均计算，获得较高的精度和更低的噪声。
用突发随机激励信号提供频宽450Hz的能量激励，可以设置激励信号持续时间占整个周期的百分比，以控制无输出持续时间，使响应衰减至零。
通过这个设置，将不会有泄露。
我们选择均匀窗，输出幅值设置为0.2V，激励信号持续时间百分比设为80%。
激励信号持续时间百分比设置为80%，保证了每个周期有1.64s的激励输出，0.41s 无输出。
这可以从上图中的时间块信号图中看出。
上图中的相干图出现了谷值，说明在这些频率范围结构的响应水平相对较低。
总的来说，输入和输出在期望的频率范围内是相关的。
FRF图显示在0-150HZ的频率范围内有良好的峰值。
飞机机翼振动特性的模拟和控制研究
飞机机翼振动特性的模拟和控制研究飞机机翼是飞机的重要组成部分，对于飞行的安全和稳定性具有重要影响。
然而，机翼在飞行中会出现振动现象，这可能会对飞机的性能和结构造成不利影响。
因此，对飞机机翼振动特性的模拟和控制进行研究具有重要意义。
飞机机翼的振动特性与其结构和外部载荷密切相关。
在模拟飞机机翼振动特性之前，我们首先需要了解机翼的结构和受力情况。
飞机机翼通常由结构框架和覆盖板两部分组成，结构框架起到支撑和传递载荷的作用，而覆盖板则保护结构框架并改善飞机气动性能。
机翼在飞行中承受着风载荷和惯性载荷的作用，这些载荷会引起机翼的振动。
因此，研究机翼的振动特性需要考虑结构和载荷之间的相互作用。
为了模拟飞机机翼的振动特性，可以采用数学模型和计算机仿真的方法。
数学模型可以通过微分方程和动力学原理描述机翼的振动行为。
通过对机翼结构进行建模，可以获得机翼的固有频率和振型，并进一步分析影响机翼振动的因素。
计算机仿真可以通过数值计算方法模拟机翼的振动行为。
利用计算机程序，我们可以模拟机翼在不同载荷下的振动响应，并进一步分析机翼的受力情况和振动特性。
在机翼振动的控制研究中，主要考虑如何减小机翼的振动幅值和频率，从而提高飞机的稳定性和安全性。
可以采用主动控制和被动控制两种方法来实现机翼振动的控制。
主动控制是通过在机翼上安装传感器和执行器，并利用反馈控制算法来实现振动的主动控制。
在这种方法中，传感器感知机翼的振动状态，执行器根据反馈信号对机翼施加力或力矩，以抑制机翼的振动。
被动控制则是通过调整材料的性质和结构的刚度来减小机翼的振动，例如采用复合材料或改变机翼的截面形状。
为了控制机翼的振动，还需要选择合适的控制策略和参数。
控制策略可以根据机翼振动的频率和振幅来选择，例如采用PID控制、模糊控制或自适应控制等方法。
控制参数则需要根据机翼的振动特性和要求进行调整，以实现最佳的控制效果。
为了验证控制策略的有效性和稳定性，可以通过实验和仿真来进行验证。
机翼有限元模型振动和颤振特性分析
了修正。计算采用亚音速偶极子格网法求解非定常气
１ ６ ］ 动力， Ｐ Ｋ 法［ 求 解 颤 振 方 程， 分析马赫数为 ０ ． ０ １
马赫。
图２ 结构模型 Ｆ ｉ ｇ ． ２Ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅｍ ｏ ｄ ｅ ｌ
图３ 气动模型 Ｆ ｉ ｇ ． ３Ａ ｅ ｒ ｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍ ｉ ｃｍ ｏ ｄ ｅ ｌ
［ １ ］
算非定常气动力的方法正在不断完善中， 颤振计算的 精度和可靠性还待进一步提高。文献［ ３－ １ １ ］ 通过频 域线性和时域非线性方法计算非定常气动力并进行了 跨音速颤振特性分析研究， 文献［ １ ２－ １ ３ ］ 对跨音速颤 振风洞试验进行了研究。目前在飞机研制阶段， 颤振 模型风洞试验是研究空气压缩性对颤振特性影响的主 要方法。 本文对某民用飞机的超临界机翼跨音速颤振特性 进行研究， 设计了机翼跨音速风洞颤振试验模型， 通过 数值分析和风洞试验， 得到了超临界机翼跨音速颤振 压缩性修正曲线。
Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ａ ｎａ ｄ ｖ ａ ｎ ｃ ｅ ｄｒ ｅ ｇ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｊ ｅ ｔ ｗ ａ ｓｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｅ ｄｗ ｉ ｔ ｈａｓ ｕ ｐ ｅ ｒ ｃ ｒ ｉ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｗ ｉ ｎ ｇ ．Ｔ ｈ ｅａ ｃ ｑ ｕ ｉ ｒ ｅ ｍ ｅ ｎ ｔ ｏ ｆ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃｆ ｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ｗ ａ ｓ ｏ ｎ ｅｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｋ ｅ ｙ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｉ ｑ ｕ ｅ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｓ ｕ ｐ ｅ ｒ ｃ ｒ ｉ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｗ ｉ ｎ ｇ ． Ｔ ｈ ｅ ｗ ｉ ｎ ｄｔ ｕ ｎ ｎ ｅ ｌ ｔ ｅ ｓ ｔ ｏ ｆ ａ ｆ ｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｍ ｏ ｄ ｅ ｌ ｗ ａ ｓ ｔ ｈ ｅ ｍ ｏ ｓ ｔ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅｔ ｅ ｓ ｔ ｆ ｏ ｒ ｃ ｉ ｖ ｉ ｌ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ａ ｉ ｒ ｗ ｏ ｒ ｔ ｈ ｉ ｎ ｅ ｓ ｓ ｃ ｏ ｍ ｐ ｌ ｉ ａ ｎ ｃ ｅ ．Ａｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃｆ ｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｔ ｅ ｓ ｔ ｍ ｏ ｄ ｅ ｌ ｗ ａ ｓ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｅ ｄａ ｎ ｄｕ ｓ ｅ ｄｔ ｏｓ ｔ ｕ ｄ ｙｔ ｈ ｅ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃｆ ｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅｗ ｉ ｎ ｇｔ ｈ ｒ ｏ ｕ ｇ ｈｔ ｈ ｅｗ ｉ ｎ ｄｔ ｕ ｎ ｎ ｅ ｌ ｍ ｏ ｄ ｅ ｌ ｔ ｅ ｓ ｔ ．Ｍ ｅ ａ ｎ ｗ ｈ ｉ ｌ ｅ ，ｔ ｈ ｅｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓｗ ｅ ｒ ｅｕ ｓ ｅ ｄｔ ｏｅ ｖ ａ ｌ ｕ ａ ｔ ｅｔ ｈ ｅ ｆ ｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｎ ｕ ｍ ｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓｏ ｆ ｔ ｈ ｅｍ ｏ ｄ ｅ ｌ ｉ ｎ ｃ ｌ ｕ ｄ ｉ ｎ ｇｔ ｈ ｅｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓｏ ｆ ｉ ｔ ｓｓ ｕ ｂ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃｆ ｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎａ ｎ ｄｌ ｉ ｆ ｔ ｓ ｌ ｏ ｐ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ．Ｃ ｏ ｍ ｐ ａ ｒ ｉ ｓ ｏ ｎ ｓｓ ｈ ｏ ｗ ｅ ｄｔ ｈ ａ ｔ ｔ ｈ ｅｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓａ ｇ ｒ ｅ ｅｗ ｅ ｌ ｌ ｗ ｉ ｔ ｈｔ ｈ ｏ ｓ ｅｏ ｆ ｔ ｈ ｅｔ ｈ ｅ ｏ ｒ ｅ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｎ ｕ ｍ ｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓａ ｎ ｄｔ ｈ ｅ ｍ ａ ｘ ｉ ｍ ｕ ｍＭ ａ ｃ ｈｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｆ ａ ｃ ｔ ｏ ｒ ｉ ｓ ｓ ｍ ａ ｌ ｌ ． Ｔ ｈ ｅ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｗ ｅ ｒ ｅ ａ ｐ ｐ ｌ ｉ ｃ ａ ｂ ｌ ｅ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ａ ｉ ｒ ｗ ｏ ｒ ｔ ｈ ｉ ｎ ｅ ｓ ｓ ｃ ｏ ｍ ｐ ｌ ｉ ａ ｎ ｃ ｅ ｃ ｅ ｒ ｔ ｉ ｆ ｉ ｃ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ． Ｋ ｅ ｙｗ ｏ ｒ ｄ ｓ ：ｓ ｕ ｐ ｅ ｒ ｃ ｒ ｉ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｗ ｉ ｎ ｇ ；ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃｆ ｌ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｍ ｏ ｄ ｅ ｌ ；ｗ ｉ ｎ ｄｔ ｕ ｎ ｎ ｅ ｌ ｔ ｅ ｓ ｔ 现代先进民用飞机的机翼多采用超临界翼型设 计。跨音速颤振特性是超临界机翼设计的重要关键技 术之一。超临界机翼能有效提高升力系数， 减缓阻力 发散， 提高飞机的经济性
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。
复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验
复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验随着第三代以及新一代先进歼击机的研制，机翼柔度越来越大，重量越来越轻，颤振边界离飞机包线越来越近。
某机翼模型根据相似理论设计，按1：7的比例进行缩比，并考虑风洞因子的作用，导出刚度比为1：122500，采用金属材料已不可能制造出缩比模型，必须研制一种低模量的材料，寻找新的结构相似颤振模型的设计、制造方法。
本文见复合材料设计技术与结构相似设计结合，将研制出的低模量复合材料，应用与复合材料机翼盒段模型的设计制造。
采用由特种纤维毡与树脂制成的低模量复合材料，其拉伸模量在4Gpa左右，设计、制造机翼盒段模型，对其进行模态分析，并进行了模态分析，验证了设计方法的正确性，为解决在低速风洞中实现高速飞机机翼颤振试验的技术问题奠定了基础。
1 机翼盒段的设计与模态分析盒段是机翼模型上的一部分，它的结构及几何尺寸如图1所示，按机翼的结构形式，设计梁、肋、蒙皮同时模拟飞机的外形和刚度分布，机翼的受力形式和传力路线都与真实结构相似。
盒段的设计依据是刚度等代设计，用复合材料层合板结构取代原来的各向同性金属结构并保证复合材料结构取代原结构时的结构刚度相等，为保持结构和传力的相似，机翼盒段由3根梁、5根肋和上下蒙皮组成，中间梁为工字型。
两边为槽型，中间3根肋为工字型，前后为槽型。
以承弯刚度和扭转刚度相似为依据，进行刚度等代设计，即保证复合材料结构与原金属结构缩比模型的EI和相等，它们分别表征截面的承弯刚度和抗扭刚度，其中，E为材料的杨氏模量；I为截面的轴惯性矩；Ω为闭室截面面积的两倍；s为沿闭室的自然坐标；G为材料的剪切模量；t为材料厚度。
图1 盒段及在机翼上位置（单位：mm）为了和真实结构的质量相似，在盒段上附加配重，配重分布如图2所示，根据刚度相似和质量相似的计算，建立有限元模型，进行模态分析，为了检验质量变化对模态的影响，建立了2个有限元模型，使用了2种不同的配重方案，相应的试验盒段也完成了2个，分别称作盒段1和盒段2.图2 模型的集中质量分布（单位：g）2 机翼盒段的制造根据刚度相似和质量相似的分析接偶，采用研制出的低模量复合材料，制造试验所需的2个盒段。
飞行器结构控制中的模态分析与参数优化
飞行器结构控制中的模态分析与参数优化飞行器是其结构和控制系统的完美结合。
传统的飞行器尺寸越来越大，重量越来越重，因此需要更高效的结构和控制系统。
在飞行器设计和制造过程中，模态分析和参数优化是至关重要的环节。
1. 模态分析的定义及作用模态分析是一种用于分析结构振动和动态特性的方法。
在飞行器设计和制造的过程中，模态分析是必不可少的工具。
它可以帮助理解飞行器的动态特性，并确定最佳结构设计。
首先，模态分析可提供结构的固有模式，这些模式能够揭示结构中的问题和弱点。
此外，它还可以显示不同飞行条件下的振动响应情况。
2. 模态分析的基本步骤及应用模态分析的基本步骤包括模态试验和数值模态分析。
模态试验使用振动测试仪器来测量结构的振动响应，并提供结构的固有振动模态。
数值模态分析使用计算机模拟结构的动态响应。
模态分析可应用于各种飞行器，如飞机、卫星、直升机等。
在飞行器的设计和制造过程中，模态分析可帮助确定结构的最佳设计和材料使用，优化飞行器的性能，提高结构的强度和可靠性。
3. 参数优化的定义及需求参数优化是指通过改变设计参数来改善飞行器的性能。
在飞行器的设计和制造过程中，参数优化是至关重要的，它帮助确定合适的设计参数和相应的优化目标。
参数优化的需求是由于许多飞行器设计与制造过程涉及到多种设计参数和目标。
例如，对于飞机设计，设计者需要优化机身的重量、气动性能和降低飞行噪音，然而这些设计目标之间可能存在相互制约的关系。
4. 参数优化的基本步骤及应用参数优化的基本步骤涉及到建立数学模型、确定设计变量和优化目标、进行数值优化以及对优化结果进行验证。
数学模型可以使用分析方法、模拟方法和试验方法获得。
参数优化可应用于各种背景和需求的飞行器设计。
例如，对于公路车辆设计，参数优化可以改善其油耗性能和稳定性。
对于卫星设计，参数优化可以改善先进的生活、商业和军事任务。
5. 模态分析和参数优化的结合模态分析和参数优化结合可以通过改进设计参数并提高结构的动态特性来提高飞行器的性能。
飞机机翼结构的振动分析与优化设计
飞机机翼结构的振动分析与优化设计一、引言随着航空事业的发展，人们对飞机的性能和安全性要求越来越高，其中机翼结构的振动问题成为航空工程领域中的一个重要研究方向。
机翼的振动不仅会影响飞行稳定性和飞行性能，还可能导致结构疲劳和损坏。
因此，对飞机机翼结构的振动进行分析和优化设计是非常必要的。
二、飞机机翼振动问题的成因飞机机翼的振动问题主要由以下几个因素引起：1. 气动力：当飞机在空气中飞行时，机翼表面会受到来流气流的冲击，产生气动力。
如果气动力超过了机翼结构的承载能力，就会引起机翼的振动。
2. 弹性变形：机翼作为一个具有弹性的结构，会在受到外部力作用时发生变形。
当外部力消失后，机翼会回弹，并产生振动。
3. 控制面激励：飞机的控制面在飞行中会不断运动，这样的运动会传导到机翼结构上，引起振动。
三、飞机机翼振动的分类根据振动形式的不同，飞机机翼的振动可以分为自由振动和受迫振动两种类型。
1. 自由振动：自由振动是指机翼在没有外部激励时自身固有频率下的振动。
自由振动可以通过模态分析确定机翼的固有频率和振型。
2. 受迫振动：受迫振动是指机翼在外部激励作用下发生的振动。
通常情况下，受迫振动可以通过振动响应分析来研究。
四、机翼结构的振动分析方法为了分析和优化设计飞机的机翼结构，可以采用以下几种振动分析方法：1. 分析力法：分析力法是一种基于结构动力学原理进行分析的方法，通过建立机翼结构的数学模型，计算其固有频率和振型。
2. 有限元法：有限元法是一种将实际结构离散化为有限数量的小单元，在每个小单元上建立动力学方程，通过求解方程组来计算机翼的振动响应。
3. 边界元法：边界元法是一种基于边界值问题进行分析的方法，通过将机翼结构分割为边界和内部两个区域，只求解边界上的位移，通过边界上位移的分布计算机翼的振动响应。
五、机翼结构的振动优化设计为了减小飞机机翼结构的振动，可以采取以下几种优化设计方法：1. 结构优化：通过结构材料的选择和结构参数的设计来改变机翼的刚度和质量分布，从而改善机翼的振动属性。
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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<EXTOPT>< 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><ANMODE>。
给出的基于图形界面的交互式操作(step by step)过程如下。
(1) 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,Z
location:0.025,0.00625,0 →OK
ANSYS Main Menu：Preprocessor →Modeling →Create →Lines →Lines →Straight Line →依次选择关键点1, 2, 5, 1 →OK
ANSYS 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 →OK
ANSYS Main Menu：Preprocessor →Modeling →Create →Areas →Arbitrary →By Lines →选择所有3 条线→OK
(6) 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 element
divisions:10 →OK
ANSYS 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:1→Unselect →Apply
(8) 模型施加约束
ANSYS Utility Menu：Select →Entities →Nodes →By Location →Z coordinates →T he Z coordinate location:0→From Full →Apply
ANSYS Main Menu →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)。
ANSYS Main Menu：General Postproc →Read Results →First Set
ANSYS Utility Menu ：Plot Ctrls →Animate →Mode Shape →OK →在Animation Controller 中作相应设置(这里不详细说明)，然后关闭当前窗口→Close
ANSYS Main Menu：General Postproc →Read Results →Next Set
ANSYS Utility Menu：Plot Ctrls →Animate →Mode Shape →OK(各阶模态见下图)。
(11) 退出系统
ANSYS Utility Menu：File → Exit… → Save Everything → OK
机翼模型的各阶模态频率
机翼模型的各阶振动模态图
(a) 第1 阶振动模态
(b) 第2 阶振动模态
(c) 第3 阶振动模态
(d) 第4 阶振动模态
(e) 第5 阶振动模态。