ANSYS在無人飛機(jī)主翼梁的分析

2013-08-07 by:廣州Ansys應(yīng)用推廣中心來源:仿真在線

主翼梁是無人飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的主要承力元件,承受飛行過程中的大部分升力和過載。翼梁由上、下凸緣和腹板組成,通常在根部與機(jī)身固接,在凸緣上和蒙皮相連接。墻也叫做腹板,沒有凸緣或只有很弱的凸緣。圖1是典型翼梁構(gòu)造。

典型的翼梁傳力途徑:直接作用于翼梁的氣動(dòng)力;從機(jī)翼傳到翼肋上的氣動(dòng)載荷以剪流形式傳給翼梁腹板和蒙皮,翼肋引起梁的彎矩通過腹板以軸向剪流的形式傳給翼梁的上、下凸緣和腹板。

由于主翼梁為飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的主要承力元件,試飛前必須對(duì)翼梁進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算。主要從以下兩方面:

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1)計(jì)算整根翼梁在受載荷情況下的應(yīng)力和應(yīng)變分布
2)校核梁接頭、螺栓孔等關(guān)鍵部位的強(qiáng)度

載荷與約束
主翼梁螺栓孔受剛性螺栓約束;作用在機(jī)翼、尾翼等升力面上的空氣動(dòng)力是機(jī)翼的主要外載荷,它是一種不均勻分布的空氣壓力,而這種分布是由于翼剖面的迎角和翼型的彎度所引起,典型機(jī)翼升力沿翼展方向的升力分布如圖2。

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主翼梁分析模型
在對(duì)主翼梁進(jìn)行分析前,首先要確定單元類型、分析方法和以及由此要進(jìn)行網(wǎng)格劃分的特殊處理和載荷模擬。

根據(jù)模型的結(jié)構(gòu)特點(diǎn):單一材料,整體部件,對(duì)整個(gè)實(shí)體選用了SOLID185號(hào)實(shí)體單元。

翼梁作為一個(gè)單一勻質(zhì)材料的整體部件,分析對(duì)其進(jìn)行整體網(wǎng)格劃分,并對(duì)可能的應(yīng)力集中處做了網(wǎng)格細(xì)化,如圖3。在經(jīng)過幾次線性分析過程中,結(jié)果中翼梁局部都出現(xiàn)了應(yīng)力屈服,為獲得更加真實(shí)的模擬結(jié)果,在隨后的分析中,采用了ANSYS軟件提供的非線性塑性分析方法。

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作用在翼梁上的壓力是一個(gè)近似拋物線氣動(dòng)載荷,在加載時(shí)要考慮加載方式。由于是從其他CAD軟件中導(dǎo)入的幾何模型,所以要對(duì)上凸緣進(jìn)行處理,以利于加載。氣動(dòng)載荷不是均勻或斜坡載荷,加載時(shí)要用到APDL編程。編程時(shí)還是用離散數(shù)據(jù)近似模擬真實(shí)數(shù)據(jù),面離散越小,越接近實(shí)際工況。

主翼梁螺栓孔受剛性螺栓約束,在模擬時(shí),要區(qū)別對(duì)待螺栓孔的不同內(nèi)表面,這樣和真實(shí)的約束相符。

設(shè)置分析參數(shù)后求解,結(jié)果如圖4、圖5。

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應(yīng)力分布與強(qiáng)度校核

1.應(yīng)力強(qiáng)度校核
從圖4和圖5所示的等效應(yīng)力計(jì)算結(jié)果可知,模型的應(yīng)力集中處出現(xiàn)在螺栓孔和翼梁中部各連接筋處;另外,翼梁根部應(yīng)力分布在材料彈性區(qū)內(nèi)。

2.塑性應(yīng)變分析
從圖6和圖7所示的等效塑性應(yīng)變計(jì)算結(jié)果可以看出,在螺栓孔處,由于拉應(yīng)力產(chǎn)生了輕微的屈服,在各連接筋處由于應(yīng)力集中產(chǎn)生的塑性變形尤為嚴(yán)重。

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3.局部改進(jìn)方案
根據(jù)以上計(jì)算結(jié)果,將模型進(jìn)行了局部更改:加寬了翼梁中部八根連接筋的尺寸,再進(jìn)行同樣載荷的靜強(qiáng)度計(jì)算。
改進(jìn)后的有限元模型如圖8所示,關(guān)鍵部位的應(yīng)力分布如圖9和圖10所示。

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