工程結構實例有限元分析,王曉軍航空科學與工程學院固體力學研究所,工程結構實例有限元分析,某型機前機身結構靜力有限元分析某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析某型直升機涵道尾槳有限元動力分析FRP蜂窩結構標志底板有限元分析風機塔架的屈曲穩定性分析,某型機前機身結構靜力有限元分析,結構簡介,某型機前機身結構CATIA模型圖,某型機前機身結構靜力有限元分析,某型機前機身，包括氣密艙段（5框12框）和設備艙段（3框5框）。某型機前機身氣密艙段是由長桁、縱向大梁、蒙皮與框組成的半硬殼式艙壁和前、后端框組成，形成一個能承受氣密載荷作用的封閉體。長桁和大梁一般都是穿過隔框直通的，由型材或機加鍛件構成。蒙皮由鈑金件構成，按照外形分為不同塊進行加工成型。框一般是由鈑彎件制成，受力嚴重的加強框則是由鍛件或機加件構成。前端框為由縱、橫加筋的平板結構組成；為改善受力特性，后端框為加筋的半球面形結構。前機身氣密艙設有地板，地板由地板縱梁和橫梁構成框架，橫梁與機身隔框相連，其上安裝有面板，共采用了兩種類型的面板。對于機頭部分，下部是前起落架艙，駕駛員地板是氣密的，為金屬板，形成氣密地板結構。其它部分地板為非氣密地板，采用玻璃鋼板。氣密艙前部為設備艙。,某型機前機身結構靜力有限元分析,前機身結構傳力路線結構所承受載荷僅考慮氣密壓力載荷作用。從機身結構總體受力來說，長桁和大梁用來承受機身彎矩引起的軸力。蒙皮除了承受全部剪力和扭矩外，還要不同程度地承受軸力的作用。普通框的作用是維持機身外形，支持機身長桁和蒙皮。加強框除具有普通框的作用外，還要承受飛機其他部件、組件和設備等傳來的集中載荷。,某型機前機身結構靜力有限元分析,有限元分析模型的建立根據如實地反映結構的幾何形狀、構造型式、材料特性、傳力路線、承載方式和邊界條件等因素的基本原則，將前機身結構離散化為一個有限元分析模型。由于氣密艙段形狀不規則，其外形切面由圓弧、雙曲線甚至平直線組成，加上由于結構布置上的需要，天窗骨架前部左右各有一個駕駛員彈射救生拋蓋開口，天窗骨架后部有一個操作員彈射救生拋蓋開口，艙段左側新開有登機門開口，形成一個復雜結構的氣密艙段。在氣密載荷作用下，蒙皮不僅受剪應力，還受彎曲應力；長桁和框不僅受拉伸，還受彎曲。將蒙皮和隔框腹板等簡化為殼單元，長桁、框緣及縱橫加筋等簡化為空間梁元。對駕駛員拋蓋及操作員拋蓋的定位支座與掛鉤的連接采用多點約束(MPC單元)來模擬，二維殼單元向一維梁單元的過渡通過MPC單元模擬。,某型機前機身結構靜力有限元分析,某型機前機身結構總體有限元分析模型,某型機前機身結構靜力有限元分析,載荷及邊界條件前機身結構分析的載荷為氣密載荷，氣密壓強大小為0.04MPa。氣壓可通過在蒙皮、氣密地板、氣密端框簡化得到的殼單元上施加分布載荷來實現。,某型機前機身結構靜力有限元分析,某型機前機身結構靜力有限元分析,總體應力計算及分析對于前機身的前風擋玻璃，觀測窗以及12框堵蓋部位，在受力時并不傳遞彎矩，因此不能將這些部位與整體模型固連，應該簡支連接。因此，有限元模型中不能在此處消去重復節點。可以將前風擋玻璃、觀測窗以及12框堵蓋邊沿節點簡支，并在面單元上施加0.04MPa的氣密載荷，計算出這些部位周邊節點的約反力再將其反加到總體模型的前風擋玻璃框、觀測窗框及12框堵蓋口邊節點上。因此，總體應力分析時便可只分析除去前風擋玻璃、觀測窗及12框堵蓋的整體模型便可。,某型機前機身結構靜力有限元分析,某型機前機身結構靜力有限元分析,通過MSC.Nastran對總體模型進行應力分析，得出總體模型中最大殼單元應力為239MPa，最大梁單元應力為387MPa，殼單元最大位移為19.9mm，梁單元最大位移為8.13mm。,某型機前機身結構靜力有限元分析,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,結構簡介某型機垂尾翼尖設計結構如下圖所示。,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,垂尾翼尖的所有結構件均采用玻璃鋼結構，由預浸料鋪設而成，單層厚度為0.25mm，單層材料的力學性能數據如下表所示。,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,結構受力特點垂尾翼尖為由蒙皮、前后梁、多隔板和天線罩構成的無桁條、少翼肋結構。蒙皮和隔板凸緣承受彎矩引起的軸向力。多隔板腹板承剪、多閉室承扭，受力高度分散，局部剛度和總體剛度均較大。,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,垂尾翼尖結構的有限元模型的建立根據如實地反映結構的幾何形狀、構造型式、材料特性、傳力路線、承載方式和邊界條件等因素的基本原則，將垂尾翼尖結構離散化為一個有限元分析模型。由于垂尾翼尖結構為由蒙皮、前后梁、多隔板和天線罩組成的全復合材料結構，因而將它們均用層合殼單元來離散。垂尾翼尖有限元模型共包括層合殼單元1684個，節點1459個。垂尾翼尖結構蒙皮有限元模型如下圖所示。,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,某型機垂尾翼尖結構有限元模型,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,載荷工況考慮某型機在某飛行狀態下，垂尾翼尖結構受到氣動載荷作用，如下圖所示。,飛行狀態下的氣動力分布,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,邊界條件在邊界條件的處理上，為了能更真實的模擬垂尾翼尖的支撐剛度，將垂尾翼尖的有限元模型向下延伸建立整個垂尾有限元模型，在垂尾下部加以簡支邊界條件。,某型機垂尾翼尖結構有限元靜力分析,有限元靜力分析結果,垂尾位移云圖,垂尾翼尖結構第1鋪層最大失效指標分布,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,結構簡述某型直升機涵道尾槳葉片結構實體和翼型如下圖所示。,槳葉翼型圖,某型直升機涵道尾槳葉片結構,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,槳葉模壓圖,槳葉模壓局部放大圖,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,有限元模型的建立根據如實地反映結構的幾何形狀、構造型式、材料特性、傳力路線、承載方式和邊界條件等因素的基本原則，將涵道尾槳葉片結構離散化為一個有限元分析模型。對于此槳葉分析共采用三種單元類型，蒙皮采用層合結構殼單元Shell99，葉梁、泡沫塊、碳條及葉根布采用10節點三維結構體單元Solid92及20節點三維結構體單元Solid95。其單元幾何形狀如下圖所示。,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,Solid92,Shell99,Solid95,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,對槳葉進行有限元建模時，將蒙皮劃分三種不同類型的殼單元，有鈦包邊的地方采用4層層合殼單元，有加強條的地方采用6層層合殼單元，其它普通的地方采用3層層合殼單元。用ANSYS建立整體葉片有限元模型如下圖所示。,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,某型直升機涵道尾槳有限元動力分析,槳葉振動的共振圖,揮舞共振圖,扭轉共振圖,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,結構簡介某FRP蜂窩結構標志示意圖和標志底板結構三維圖如下圖所示。,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,FRP蜂窩結構標志底板為蜂窩夾層結構，底板尺寸為，上下面板為玻璃鋼材料，厚度均為1mm；芯層為鋁蜂窩，厚度為23mm；底板內預埋有兩金屬型材料，截面為空心矩形，寬度為70mm，壁厚為3mm，長度為1m；用以固定外面的鋁滑槽，長度為600mm，其三維結構如下圖所示，鉚釘直徑為5mm。,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,有限元分析模型的建立,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,根據如實地反映結構的幾何形狀、構造型式、材料特性、承載情況和邊界條件等因素的原則，將FRP蜂窩結構標志底板結構離散化為一個有限元分析模型。考慮到結構、承受載荷、邊界條件的對稱性，只建立如圖13.14所示的1/4模型進行計算分析。滑槽附近模型放大圖如圖13.15。其中在預埋件附近的模型包括預埋件、鋁滑槽、鉚釘均采用三維體單元（PSOLID），預埋件以外部分模型均采用二維復合材料殼單元（PCOMP），三維單元向二維單元的過渡區采用MPC（RBE3）單元來連接。,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,1/4有限元分析模型圖,滑槽附近模型放大圖,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,載荷及邊界條件結構受風壓載荷作用，基本風壓大小為，動載系數取為1.4，則實際加載風壓為，其最不利情況為風壓加在面板背面，且風向與面板垂直。,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,在邊界條件的處理上，在對稱邊上采用對稱邊界條件。考慮到立柱與螺栓足夠牢固并視其不變形，在鋁滑槽的擋塊處加固定約束。,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,有限元計算結果根據FRP蜂窩結構標志底板結構的傳力情況，蜂窩夾層板、鋁滑槽、鉚釘及擋塊之間均為接觸傳力而并非為完全固連，因而此問題屬于接觸問題，需進行接觸分析計算。從力學分析角度看，接觸是邊界條件高度非線性的復雜問題，需要準確追蹤接觸前多個物體的運動，以及追蹤接觸發生后這些物體之間的相互作用。接觸問題模擬計算的一般目的是為了確定接觸面積及計算所產生的接觸壓力。采用軟件中的接觸分析求解器進行應力計算。,FRP蜂窩結構標志底板有限元分析,