利用CFD计算技术进行机翼模型气动特性分析
海洋平台结构设计与模型制作计算书
海洋平台结构设计与模型制作 理论方案 浙江大学结构设计竞赛组委会 二○一二年
第一部分：方案设计摘要 根据学长“简单、粗犷”的原理，在实践中抛 弃了很多复杂、沉重的构件，最终展现在我们面前 的是一个四棱台与四棱柱结合的简单作品。 自下而上的构件分别为： 底部为深入沙中的底柱，长为10cm。通过一次 实验，为利于柱子插入细沙中而将柱子削尖。 联结底柱的是四棱台，高42cm、底边长45cm、 顶边长28cm。为抵抗风荷载的力矩而增大重力的力 臂，在保证质量较轻的条件下增大底部长度。初时 对竖向荷载过分估计以致四周承重柱以及斜撑杆过 重，但稳重的底部在加载过程汇中也有可取之处。 之所以将高度定为28cm，是因为伊始准备在四棱台 中间安置塑料片筒体。但在实际操作中我们放弃了 这个设想。 联结四棱台的是被斜杆分成三部分的四棱柱。 借鉴了别人的轻质理念，一改底座的笨重，上部桁 架的布置简明，但纤细的杆件也使整体遭受了风荷 载的极大挑战。在实验加载中发现荷载箱稍小，因 此改进顶部边长、露出四个小柱。本欲在与水面相 切处设置420*420的塑料片则可以利用水的吸附 力，可惜塑料片质量稍重、效果也不太明显。改进 后，四棱台留在空中的部分受风荷载较大，布置了 较密的桁架。 在构件联结处，我们尽力增大构件的接触面积，同时也做了些小木段与木片作为加固。 总结来看，在最初的设计思考中我们还是有一些新的想法,比如筒体，比如利用水的吸附力，但在实践制作过程中我们缺乏对可操作性的理性认识；同时我们过分估计竖向荷载以致质量过重，轻视水平风荷载而在试验中多次面临剧烈的扭转。最终我们的结构形式归于简单，但过程并不平淡。在否定与自我否定中，我们已有收获。
基于ANSYS的机翼振动模态分析
机翼模型的振动模态分析 摘要：本文在ANSYS13.0平台上，采用有限元方法对机翼模态进行了建模和数值分析，为机翼翼型的设计和改进提供基础数据。 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，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。通过对机翼模态的分析，可以获得机翼翼型在各阶频率下的模态，得出振动频率与应变之间的关系，从而可以改进设计，避免或减小机翼在使用过程中因为振动引起的变形。 同时，通过实践和实际应用，可以掌握有限元分析的方法和步骤，熟悉ANSYS有限元分析软件的建模和网格划分技巧和约束条件的确定，为以后进一步的学习和应用打下基础。 2.计算模型 一个简化的飞机机翼模型如图1所示，机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空自由端，该机翼沿延翼方向为等厚度，有关的几何尺寸见图1。 图1.机翼模型简图 在分析过程采用直线段和样条曲线简化描述机翼的横截面形状，选取5个keypoint，A（0,0,0）为坐标原点，同时为翼型截面的尖点;B（0.05，0，0）为下表面轮廓截面直线上一点，同时是样条曲线BCDE的起点;D(0.0475,0.0125,0)为样曲线上一点。C(0.0575， 0.005,0)为样条曲线曲率最大点，样条曲线的顶点；点E(0.025,0.00625,0)与点A构成直线， 斜率为0.25。通过点A、B做直线和点B、C、D、E作样条曲线就构成了截面的形状，如图2。沿Z方向拉伸，就得到机翼的实体模型，如图1。
广厦通用计算GSSAP新规范计算模型的合理选取
广厦通用计算GSSAP 新规范计算模型的合理选取一个结构CAD包括3部分：前后处理、计算和基础CAD。如下介绍前处理中的结构模型和一天学会广厦结构CAD。 1前处理中的结构模型 如下高度概括我们天天面对的结构模型。 一个结构模型包括2部分：总的信息和构件信息，总的信息包括总体信息和各层信息，构件信息包括墙柱梁板的位置和属性，属性包括设计属性、截面材料属性和荷载属性。 1.1GSSAP总体信息 1)地下室有3个参数控制 地下室层数控制地下室无风，嵌固层最大结构层号控制地下室嵌固，有侧约束地下室层数控制地下室弹性约束。 1下上层刚度比≥2，可设为嵌固层，否则设为有侧约束层； 2其它计算如SATWE少了一个参数：有侧约束层，所以首层柱根判定有错； 如下结构1为地梁和防水板，考虑土的摩擦作用1层有侧约束，错误判定结构1层为首层。
3嵌固层的梁不应自动放大1.3倍，下柱不应小于地上1.1倍，加上梁的贡献，一般情况下已经满足下柱加梁的承载力大于上柱1.3倍的要求； 4如下嵌固在0层(基础层)，结构1和2层有侧土约束，结构3层为首层。 5如下结构1为地梁和防水板，考虑土的摩擦作用1层有侧约束，结构2层为首层。 2)裙房层数 1要准确输入裙房层数，包括地下室部分的层数； 2影响裙房上塔楼层风荷载的自动计算； 3影响裙房上塔楼结果的输出，如刚重比、周期比等。 3)薄弱的结构层号 1除层间抗侧力结构的承载力比值外，其它自动判定的薄弱层都自动处理相应的放大系数，不需在这人工指定； 2多层自动放大1.15，高层自动放大1.25。 4)加强层所在的结构层号 1加强层是刚度和承载力加强的层，与墙的加强部位层是两个不同概念的层； 2加强层及相邻层核心筒可在墙设计属性中人工设置约束边缘构件。
ANSYS实例分析-飞机机翼
ANSYS实例分析 ——模型飞机机翼模态分析 一，问题讲述。 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。是根据一下的参数求解。 机翼材料参数：弹性模量EX=7GPa；泊松比PRXY=0.26；密度DENS=1500kg/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PLANE42和SOLID45单元进行求解。 求解步骤：
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 Title 2.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>Preferences. 4.单击Structure选项使之为ON，单击OK。主要为其命名的作用。 第2 步：定义单元类型 1.选取菜单途径:Main Menu>Preprocessor>Elemen t 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
midas_civil简支梁模型计算
第一讲 简支梁模型的计算 工程概况 20 米跨径的简支梁，横截面如图 1-1 所示。 迈达斯建模计算的一般步骤 1- 理处 前 第五步：定义荷载工况 第六步：输入荷载第四步：定义边界条件 第三步：定义材料和截面 第二步：建立单元 第一步：建立结点
具体建模步骤 第 01 步：新建一个文件夹，命名为 Model01，用于存储工程文件。这里，在桌面的“迈达斯”文件夹下新建了它，目录为 C:\Documents and Settings\Administrator\桌面\迈达斯\模型 01。 第 02 步：启动 Midas ，程序界面如图 1-2 所示。 图 1-2 程序界面 第 03 步：选择菜单“文件(F)->新项目(N)”新建一个工程，如图 1-3 所示。
图 1-3 新建工程 第04 步：选择菜单“文件(F)->保存(S) ”，选择目录C:\Documents and Settings\Administrator\桌面\迈达斯\模型 01，输入工程名“简支梁.mcb”。如图 1-4 所示。 图 1-4 保存工程
第05 步：打开工程目录C:\Documents and Settings\Administrator\桌面\迈达斯\模型 01，新建一个 excel 文件，命名为“结点坐标”。在 excel 里面输入结点的 x，y，z 坐标值。如图 1-5 所示。 图 1-5 结点数据 第 06 步：选择树形菜单表格按钮“表格->结构表格->节点”，将excel 里面的数据拷贝到节点表格，并“ctrl+s”保存。如图 1-6 所示。
设计计算
设计 一.现有一教学管理系统，ER模型如下： 逻辑模型如下： 学生（学号，姓名，性别，民族） 教师（教师号，姓名，民族，职称） 课程（课号，课名，课程介绍，课程类型，先导课号） 教学班（课号，班级号，学年，学期，限制人数） 教师教学（教师号，课号，班级号，学年，学期，周学时，开始周，结束周） 选课（学号，课号，班级号，学年，学期，成绩） 说明： 1、“周学时”、“开始周”、“结束周”、“限制人数”字段的取值类型为整数型。“成绩”字段的取值类型为实数型。其它字段的取值类型为字符型。 2、“成绩”字段可以取NULL值。 请用SQL语句做如下操作： 1、查询学号为’200617001’的学生，选修课程类型为’专业课’且不及格的课程的课号、课名。 2、统计教师号为‘2002016’的教师，在2008年，上课名为“数据库原理”课的总学时。 3、查询选课门数超过5门的学生学号、选课门数、平均分。 4、请为自己选上‘2008’学年、第‘2’学期、课号为‘180012’、班级号为‘02’的课。 5、把‘2008’学年、第‘1’学期，选修课名为‘数据库原理’、成绩低于60分的“蒙古族”学生的成绩提高10分。 6、删除2004级，所选课的课程都及格的学生的选课信息。 参考答案： 1. Select 课号，课名 From 选课，课程 Where 选课.课号=课程.课号and 学号=’200617001’and 课程类型=’专业课’and 成绩<60 2、 Select 周学时×（开始周－结束周＋1）as 总学时 From 教师教学，课程 Where 教师教学.课号=课程.课号and 教师号=’2002016’and学年=’2008’and 课名=’数据库原理’ 3、
铝合金机翼模态分析
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
飞机的气动布局与机翼的几何参数资料讲解
飞机的气动布局与机翼的几何参数
飞机的气动布局与机翼的几何参数 人类向往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。但是由于鸟类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。 而真正促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力面分开考虑，而发明了固定翼飞机。 飞机是二十世纪人类史最伟大的科学成就。是人类最快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具，在国家安全、社会和国民经济的发展中占有极其重要的地位。 当年李白受安史之乱蒙冤沦为囚犯，被流放到白帝城后，朝廷大赦天下，他立刻返舟东下，重出三峡，欣喜的心情无法言表： 朝辞白帝彩云间，千里江陵一日还。两岸猿声啼不住，轻舟已过万重山。 如果李白乘飞机，不知如何写佳作。是否同意写成如下： 朝辞白帝彩云间，千里江陵一时还。两耳风声鸣不住，轻机已过万重山。 人类要想自由飞翔，必须做到： 1、必须有良好的气动外形 2、必须有轻巧的结构 3、必须有相当的动力 4、必须达到一定的速度 5、必须有机敏的操纵机构 6、必须有导航系统 与鸟的飞行不同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有 L＝G L V ￥（升力与重力平衡） F＝D D//V ￥（推力与阻力平衡） M=0 (俯仰力矩保持守恒） 飞机产生升力必须具备的条件： （1）有空气（飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力）。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。 （2）必须存在一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一定的相对运动，产生空气动力）。 （3）要有适当的气动外形、受力大小和飞行姿态。
midas_civil简支梁模型计算
第一讲简支梁模型的计算 1.1工程概况 20米跨径的简支梁，横截面如图1-1所示。 图1-1横截面 1.2迈达斯建模计算的一般步骤 第一步：建立结点 前第二步：建立单元 处 第三步：定义材料和截面 理 第四步：定义边界条件 第五步：定义荷载工况 第六步：输入荷载 第七步：分析计算 后 处 理 第八步：查看结果 1.3具体建模步骤 第01步：新建一个文件夹，命名为Model01，用于存储工程文件。这里，在桌面的 “迈达斯”文件夹下新建了它，目录为C:\Documentsand 桌面迈达斯模型01。 第02步：启动MidasCivil.exe，程序界面如图1-2所示。
图1-2程序界面 第03步：选择菜单“文件(F)->新项目(N)”新建一个工程，如图1-3所示。 图1-3新建工程 第04步：选择菜单“文件(F)->保存(S)”，选择目录C:\Documentsand
桌面迈达斯模型01，输入工程名“简支梁.mcb”。如图1-4所示。 图 1-4保存工程 第05步：打开工程目录C:\Documentsand 桌面迈达斯模型01， 新建一个excel文件，命名为“结点坐标”。在excel里面输入结点的x，y，z坐标 值。如图1-5所示。 图 1-5结点数据 第06步：选择树形菜单表格按钮“表格->结构表格->节点”，将excel里面的数据拷贝到节点表格，并“ctrl+s”保存。如图1-6所示。
图1-6建立节点 第07步：打开工程目录桌面迈达斯模型01，再新建一个excel文件，命名为“单元”。在excel里面输入单元结点号。如 图1-6所示。
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。
结构设计大赛计算说明书终极完美版
Babel-Tower框架结构模型设计理论方案 安徽工业大学第一届大学生结构设计竞赛框架结构模型设计理论方案 Babel-Tower框架结构模型设计理论方案 作品序号KJ-146 学院名称 学生姓名 指导教师 联系电话 安徽工业大学结构设计竞赛组委会 1
一、Babel Tower结构设计理论方案概述 根据竞赛规则规定，我们从结构形式选型与规则要求相协调的角度出发，综合考虑加载实际情况以及所提供材料的特点等方面，设计了该结构。根据规则，采用230克白卡纸，蜡线及白乳胶这三种材料制作成该框架体系。并绘制出模型的结构空间立体图、结构整体布置图、结构局部布置图、结构破坏形式图等。从结构整体着眼，设计中充分利用三角形结构的稳定性和偏心支撑良好的耗能性能以及预应力的受力优点。在设计计算过程中假定材质连续均匀、柱与斜撑连接采用铰结、模型本身质量不计，忽略底部与板连接的斜撑，利用PKPM程序进行立体模型建立，利用结构力学求解器进行内力分析计算得出整个结构的内力图及变形图，并对结构杆件进行强度及稳定性计算校核。同时，对模型进行了大量加载实验。通过计算和实验，最终确认该模型能满足强度、刚度及稳定性的要求， 实用和美观结合体现了结构有形、创意无限的大赛主题思想。
二、本模型设计的六大特点说明 1：预应力束管柱的制作与组合： 由于加载过程中主要部位的竖向支撑柱为大偏心受压（即一侧受压一侧受拉），故在柱截面受拉一侧布置蜡线并且施加预应力。由于管内预应力较大导致管体向受拉一侧均匀弯曲，则考虑使用普通纸管与预应力纸管通过纸带螺旋加箍束缚组合形成束管的方案消除预应力带来的初始偏心。最终，在束管成型后，加载试验证明，该预应力束管柱较之相同截面尺寸的纸管柱抗压抗扭承载力可以提高1.2倍左右。 2：空间斜撑构成3个刚性面与分层连接板的布置方案： 该框架结构以束管作为主要的受力构件，为提高整体性并减小受压束管的自由长度，我们采用分段合理增加空间斜撑并且使用纸板作为连接板的方案。通过计算，我们把主要受压构件的自由长度控制在200mm以内，来降低失稳的可能性。综合考虑水平加载方式和结构布置特点，我们通过空间斜撑在竖直方向上形成3个刚性面层并通过空间斜撑和连接板加强边柱与抗扭较好的中柱之间的连接，以此提高结构抗扭承载力和整体性。 空间斜撑中的另一大亮点就是位于第二层的刚性面刻意抬高避开底部斜撑形成偏心支撑有利于能量耗散。众所周知，通过偏心柱段剪切屈服限制支撑受压屈服，从而保证结构有很好的的承载能力和良好的耗能性能。我们正是利用这一点措施来增强结构底部抗弯能力。 3：Sap2000与PKPM建模并且对结构进行有限元分析与结构力学求解器的建模、分析、校核： 通过Sap2000建立立体模型后并对空间结构进行弯矩、剪力和破坏形式的分析，并导出分析图与部分数据。使用PKPM2005版本中的PM-CAD程序模块按照结
翼型气动特性实验指导书2017版
《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气 流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模
型表面开测压孔，前缘孔编号为
0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。
基于anasys飞机机翼的模态分析报告
基于ANSYS飞机机翼的模态分析报告 设计完成日期2015年5 月4 日 目录 1项目背景 (2)
1.1 立项背景 (2) 1.2研究内容 (3) 1.3 分析方案 (3) 2有限元模型的建立及分析 (3) 2.1 建立模型 (3) 2.2 划分网格并施加约束 (4) 2．3定义分析类型 (5) 3 求解 (5) 3．1固有频率 (5) 3．2振动模态 (6) 4 有限元结果处理及分析 (7) 5结语 (7) 摘要:介绍了如何利用ANSYS软件建立飞机机翼的有限元模型。应用ANSYS软件对机翼进行特定约束条件下的振动模态分析，得到了机翼的各阶固有频率及相应的变形云图，为机翼在高空飞行时的设计和改进提供了依据。 关键词:ANSYS;机翼;有限元模型;模态分析
1项目背景 1.1 立项背景 随着航空事业的不断发展和进步，以及各国对民用飞机和军用运输机的要求不断提高，大型亚声速乃至超声速客机以及运输机已成为各军事、经济大国争先发展的项目。为了未来大型飞机的载重多、飞的更快更高程的突出特点，无疑要增大飞机的尺寸、重量和气动弹性。这将对飞机各部件的结构强度提出更高的要求，因此降低结构质量成为结构设计追求的一项重要指标，大型柔性成为很多航空结构的一个特点，这种大型柔性复杂结构极易受到外界及航空器本身扰动的影响而发生振动。 飞机机翼 大型运载火箭、导弹、大型运输机等通常对振动环境有严格的要求，强烈的振动会严重地影响各种有效载荷的正常工作，导致系统性能下降甚至失效，直接威胁航空结构的安全。这种由振动引起结构疲劳的问题也变得越来越突出。因此，研究大型柔性航空结构的振动特性，并对其进行振动控制非常重要，航空结构系统的振动抑制问题历来是航空器设计中的一个重要问题和难点。相对于固定翼飞机来说，大型飞机机翼的振动现象更为明显，而且过高的振动水平会引起机翼结构的疲劳破坏，影响机载设备的正常工作，飞行事故屡见不鲜。例如，美军驻伊拉克的空运部队在一次给C-17运输机加油过程中发生了左机翼整体断裂的恶性事故;法国的一架超军旗飞机在飞行中由于机翼折断，造成飞行员坠机身亡;美国的一架F-15战斗机在飞行中由于机动动作太大，造成右机翼断裂脱落。面对着血的教训，设计人员在不断寻找各种合理有效的计算和校核方法冈。以美国为例，从20世纪60年代初期开始进行飞机机翼振动主动控制技术的研究，至今已形成
桥梁模型设计计算书
桥梁模型设计计算书 1.方案的设计思路 由于结构主要承受竖向力，所以结构选型主要在于正面的形状。 平纵联和横联只用于提供侧向支撑，减小主桁长细比，而且形成空间效应，共同作用，提高抗扭刚度，具体计算需要空间有限元计算。 1.1考虑桥的正面形状 由所学结构力学知识:常见梁式桁架主要有平行弦桁架、抛物线型桁架和三角形桁架。比较得：1）平行弦桁架的内力分布不均匀，弦杆内力向跨中递增，若没一节间改变截面，则增加拼接困难；若采用相同截面，有浪费材料。2）三角形桁架的内力分布也不均匀，弦杆内力两端最大，且端接点处夹角甚小，构造布置较困难。3）抛物线型桁架的内力分布均匀，因而在材料使用上最为经济。 总的而言，我们组选择做正面为抛物线型桁架的桥模。 1.2考虑木杆受拉和受压强度 木材的顺纹抗拉强度，是指木材沿纹理方向承受拉力荷载的最大能力。木材的顺纹抗拉强度较大，各种木材平均约为117.7-147.1MPa，为顺纹抗压强度的2-3倍。这是木材受拉的优点——强度大。 一般而言竖向载荷下，上弦杆受压，下弦杆受拉，腹杆则较复杂，或拉或压。所以，我们考虑让斜腹杆受拉。 1.3考虑桁架的主跨数 四跨桁架如下图： 经初步分析和计算，杆件长度较长，稳定性较差；受力并不是很均匀材料利用率低，并且并不是很美观。 所以我们小组选择6跨桁架，能较好的满足各方面的条件。有以下几种方案： 主选方案
方案1 方案2 方案3 分别标记为主选方案（因为斜腹杆受拉）和备选方案1，2，3 1.4考虑桁架的高度从而确定各杆件的尺寸 在材料用量方面，当跨度一定时（500mm），桁高越大，弦杆受力越小，弦杆用材量就少，但腹杆较长，腹杆用材量较大；反之，当桁高减小时，弦杆用木量增加但腹杆用木量增大。查阅资料表明，用量最少的梁高约为其跨度的1/6~2/13。这里我组自己建模，进行了最优化设计。 除考虑材料因素外，还需考虑桁架的受力条件。 现需要从承载力上来考虑桁架的最适高度 上下弦杆的内力较大，腹杆的内力相比而言较小。所以拟用1cm*0.3cm两片，0.6cm*0.3cm 一片组成的工字梁做上下弦杆，用0.6cm*0.3cm的木条做腹杆，来计算内力及承载力。 用主选方案分别计算7cm，8cm，8.33cm，9cm，10cm，12cm，14cm高时的承载力。
降水设计计算模型及公式
附件一： 计算模型及公式 1.潜水完整井计算模型 ()??? ? ?+-=01log 2366.1r R S S H k Q …………………………………………公式1 式中：Q 基坑涌水量（m 3/d ）； k ：渗透系数（m/d ）； H ：潜水含水层厚度（m ）： S ：基坑水位降深（m ）； R ：降水影响半径（m ）； r 0：基坑等效半径（m ）。 2.承压水完整井计算模型 ? ??? ? ?+=01lg 73.2r R MS k Q 式中：Q ：基坑涌水量（m 3/d ）； K ：渗透系数（m/d ）； R ：降水影响半径（m ）； r 0：基坑等效半径（m ）； M ：承压含水层厚度（m ）
3.承压水非完整井计算模型 ??? ? ??+-+???? ??+=002.01lg 1lg 73.2r M l l M r R MS k Q ……………………………公式式中：Q ：基坑涌水量（m 3/d ）； K ：渗透系数（m/d ）； R ：降水影响半径（m ）； r 0：基坑等效半径（m ）； M ：承压含水层厚度（m ）； S ：基坑水位降深（m ）； l ：基坑降水井过滤器工作部分长度（m ） 4.承压—潜水完整井计算模型 ()? ??? ? ?+--=02 1lg 2366.1r R h M M H k Q 式中：Q ：基坑涌水量（m 3/d ）； K ：渗透系数（m/d ）； R ：降水影响半径（m ）； r 0：基坑等效半径（m ）； M ：承压含水层厚度（m ）； h
5.线形工程潜水完整井计算模型 R h H kL Q 2 2-=…………………………………………………公式5 () 22 2h H R x h y -+ =……………………………………………公式6 ()d R r d S S H k q w 2ln 2πππ+-= …………………………………………………公式7 双直线井排，条件同上,适用条件： ①均质潜水含水层； ②完整井点； ③位于无界含水层中； ④直线井点排，两侧进水； ⑤L>50m 。 6.线形工程承压完整井计算模型 R kMSL Q 2= ………………………………………………………公式8 x R S H y -=………………………………………………………公式9 适用条件： ①均质承压含水层； ②线形排列井点，两侧进水； ③完整井点，远离地表水体； ④L>50m 。
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
PKPM建模计算全过程
PKPM计算步骤 第一步： 建立结构模型（前处理） PMCAD： 第1~3主菜单（建筑模型与荷载输入、结构楼面布置信息、楼面荷载传导计算） 第二步： 整体分析（分析计算） TAT-8或TAT SAT-8或SATWE PK第一主菜单 第三步： 基础设计（分析计算） JCCAD： 第1~5主菜单 第四步： 绘制xx（后处理） 单层框排架xx： PK绘图相关菜单 板绘制结构平面xx： PMCAD第5主菜单（完成PMCAD的第1~3主菜单后就可完成） xxxx： xxxx
柱xx： xxxx 剪力墙xx： JLQ 基础xx： JCCAD绘图相关菜单 第五步： 图形编辑（后处理） 任意程序模块下的“图形编辑、打印及转换”菜单PMCAD 楼面模型与荷载输入 1、轴线输入 ——画轴线 2、网格生成 ——轴线命名 3、楼层定义 ——换标准层 ——xx、柱构件定义 ——布置xx、柱、墙 ——设置本层信息 4、荷载输入
定义并布置作用于结构标准层中梁、柱、墙等构件上的荷载，以及某些特殊节点上的集中荷载。 楼面xx荷载、活荷载 设计参数 本菜单用于对结构设计计算和结构施工图绘制的相关参数进行输入、选择和确认楼层组装 主要用于对已经建好的结构标准层、荷载标准层进行组装，形成整栋建筑的结构模型。即要完成建筑的竖向布局，要求用户把已经定义的结构标准层和荷载标准层布置在从上至下的各楼层上，并输入层高。 保存、退出 结构楼面布置信息 对已经组合的结构楼层的楼面相关信息进行补充操作，采用人机交互方式输入有关楼板结构的信息（在各层楼面上布置次梁、铺预制板、楼板开洞、改楼板厚、设层间梁、设悬挑板、楼板错层等）。 楼板开洞 主要用于当某个房间需要布设楼梯或有其他需求时，对房间内的楼板进行开洞。 次xx显示 开关菜单 预制楼板 类似于【楼板开洞】 修改板厚
机翼模型的振动模态分析
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
盖梁设计与计算方法的研究现状
盖梁设计与计算方法的研究现状 唐杨 （重庆交通大学重庆 400074） 摘要：归纳了现阶段盖梁设计和计算中采用的4种方法以及近几年来在盖梁计算理论上取得的重要成果，总结出了影响盖梁内力的三个变量因子即线刚度比、盖梁梁高和桥墩跨径，同时简要叙述了盖梁非线性分析的研究成果，分析了今后盖梁的研究方向和重点。 关键词：盖梁计算模型影响规律非线性分析 中国分类号：U441+4 文献标识码：A 文章编号：1673-1816(2018)03-0011-04 1 引 言 盖梁是桥梁中承上启下的结构部件，规范中关于盖梁计算没有严格的规定。公预规[1]规定：墩台盖梁与柱应按刚构计算。当盖梁与柱的线刚度之比大于5时，双柱式墩台盖梁可按简支梁计算，多柱式墩台可按连续梁计算。另外指出按简支梁计算的盖梁，其计算跨径应取lc和1.15ln两者的最小值，其中lc为支承中心之间的距离，ln为盖梁净跨径。当盖梁作为连续梁或刚构分析时，计算跨径取支承中心之间的距离。 2 计算理论发展 2.1 规范中的计算方法 现在最常用的双柱式盖梁，规范[1]中针对线刚度比大于5的情况，此时盖梁的简化受力图示是双悬臂简支梁的形式，考虑恒载和活载很容易手算出盖梁各截面的内力。当线刚度比小于5之后必须采用刚构模型计算，由于双悬臂刚构模型是一个超静定结构，多采用商业软件进行建模计算，也有学者[2]通过大量有限元试验分析，利用多元回归建立了盖梁控制截面的简化计算公式。 软件计算基本都建立杆系模型，也就是没有考虑盖梁和立柱的截面宽度。双悬臂简支梁模型是在立柱与盖梁的相交点上设置支撑点，双悬臂刚构模型是在盖梁和立柱相交点采用刚接。 2.2 计算理论的发展 目前盖梁设计多采用四种设计理论：传统盖梁计算方法、有限元平面模型计算、全桥空间有限元模型计算以及实体有限元模型。 传统计算方法目前国内采用桥梁通计算软件进行建模计算，其计算原理与传统盖梁计算方法基本一致。赵香玲等[3]采用杠杆原理法、刚性横梁法、铰接板法计算了桥墩高粱在对称荷载和非对称荷载下的支座反力，比较了各种方法计算的优越性。 收稿日期：2017-12-14 作者简介：唐杨（1992-），男，湖北五峰人，土家族，硕士，研究方向桥梁结构理论研究。 11
飞机机翼模态分析实例
飞机机翼模态分析实例 模态分析实例 §1.13.1飞机机翼模态分析实例 §1.13.1.1 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： 杨氏模量=38×103psi泊松比=0.3密度=1.033e-3slugs/in3 图9模型飞机机翼简图 §1.13.1.2GUI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 Title 2.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>Preference 4.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“Quad4node42”。 6.单击Apply。 7.在右边的滚动框中单击“Brick8node45”。 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-Isotropic。Isotro pic 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。 5.输入NUXY为0.3。 6.单击OK。 第4 步：在给定的位置生成关键点 1.选取菜单途径Main Menu>Preprocessor>-Modeling-Creat>Keypoints>In Active C S。Creat Keypoints in Active Coordinate System对话框将出现。 2.输入Keypoint number（关键点号）为1，X,Y,Z位置分别为0,0,0。可用TAB键在输入区之间移动。 3.单击Apply。 4.对下面的关键点及X，Y，Z位置重复这一过程： 关键点2：2,0,0
多塔结构设计模型计算分析
多塔结构设计模型与计算分析探讨摘要：本文结合结构设计实践经验，深入分析了多塔结构在软件中的实现以及相关技术问题的考虑，提出多塔结构设计中应当加强的部分，同时分析了多塔结构可采用的计算模型，总结了一些有价值的设计方法，为同类工程设计提供有效的依据。 关键词：建筑结构多塔结构计算模型设计方法 中图分类号： tu3 文献标识码：a 文章编号： abstract： combining with the structure design and practical experience, in-depth analysis of multi tower structure in software and related technical issues, put forward multi tower structure design should be strengthened, simultaneous analysis of multi tower structure can use computational models, summarizes some valuable design method for the design of similar projects, provide effective on the basis of. key words：building structure; multi tower structure; calculation model; design method. 1引言 塔作为建筑结构设计重要部分，其常见于大底盘结构中。其与刚性楼板的区别在于，对于多塔结构来说，每个塔都有独立的迎风面和独立的变形；而每块“刚性楼板”虽然有独立的变形，但不一定有独立的迎风面。“塔”和“刚性板”之间不存在一一对应关系，