基于anasys飞机机翼的模态分析报告
基于ANSYS的飞机发动机压气机叶片模态分析
】【 】 『ｃ ＝
（－） １ ７
中 国 民 航 飞 行 学 院 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｏ Ｃｉ ｉ Ａｖａ ｉ ｎ Ｆｌ ｈ Ｕｎ ｖ ｒｉ ｏ Ｃ ｍａ ｏ ｒ ａ ｆ ｖｌ ｉｔ ｏ ｉ ｔ ｇ ｉ ｅｓｔ ｙ ｆ ｈ
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中 国 民 航 飞 行 学 院 学 报
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基 于 Ａ ＹＳ的 飞机 发 动机 压 气机 叶 片 模 态 分析 ＮＳ
忽 略一些 对结 果影 响不 大 的结构 。
这样，相互耦合 的Ⅳ 自由度系统的方程组经 正交变换，成为在模态坐标下相互独立的 Ｎ 自由
度系统的方程组，解耦后的第 ｉ 个方程为：
一
Ｍｌｊ Ｃ ｆ ∑ ， ＝，… 以 ＋ （ ｌ ＝ Ｆ（ １， ， ｏ ， ２ ）
＝１
（－） １９ 式中 ， ， 别 为模 态 刚度 、模 态 质 Ｃ分
（ ＾ 】 ｓ 】 【 ） （） ＝｛ （ ） 【 ＋ ｉ ＋ 】 ） Ｆ ｃ ｛ ）
（－） １ ２
令 Ｓ＝ ，则（ ２变为： １） －
（ 一 【 】 【 】 ｝ Ｆ ｝ Ｉ 』 ＋ Ｃ ） （ ）＝｛ （ ） Ｘ】 ｛
（—） １３
重。常见故障现象有 ：外物损伤 、强度不足和高
】 『
】 ＝
（－ Ｉ ０ 若阻尼矩阵也近似被对角化 ，即有：
模态 Ｋ分析方法就是以无阻尼的各阶主振型所对
应 的模 态 坐 标 来 代 替 物 理 坐 标 ， 使 微 分 方 程 解 耦 ，变 成 各 个 独 立 的微 分 方 程 ｐ。对 式 （一） Ｊ １１两边 进行 拉式 变换 ，得 ：
基于ANSYS_LS_DYNA的飞机机翼前缘抗鸟撞分析
采用的是不同的软件。 本文将利用 AN SYS L S 2 D YNA 计算分析典型铝合金机翼前缘结构的抗鸟 撞性能。
2 007年4月 第25卷第2 期
西北工业大学学报 Jou rna l of N o rthw estern Po lytechn ica l U n iversity
A p r. 2007 Vol . 25 N o. 2
基于A N SYS L S 2 D YN A 的飞机机翼 前缘抗鸟撞分析
α
万小朋, 龚 伦, 赵美英, 侯 赤
1 飞机结构抗鸟撞能力的分析方法
1. 1 工程试验方法
α
收稿日期: 2006204230
基金项目: 西北工业大学种子基金 (M 016626) 资助
作者简介: 万小朋 ( 1962- ) , 西北工业大学教授, 博士生导师, 主要从事飞行器结构设计与维修、 复合材料设计与优化 等的研究。 © 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved.
780345690鸟撞铝板有限元模型侧视图撞击开始后板中心点位移时间历程典型结构分析为了计算该结构的抗鸟撞性能首先必须建立具体结构的飞机机翼前缘模型选取好外形参数后本文分别建立了后掠角为30354045以及蒙皮15种情况下的结构模并进行了仿真计算以下是计算结果如表鸟撞铝板有限元模型正视图计算结果击穿速度?m后掠角?经验公式相比与公式相比本文中计算30277
有限元软件ANSYS飞机机翼的模态案例
一、动力分析简介
动力学分析根据载荷形式的不同和所有求解的内容的不同我们可 以将其分为：
模态分析 谐响应分析 瞬态动力分析 谱分析
二、动力学分析分类_模态分析
模态分析在动力学分析过程中是必不可少的一个步骤。 在谐响应分析、瞬态动力分析动分析过程中均要求先进行 模态分析才能进行其他步骤。
模态提取方法
Damped (阻尼)法 Damped法用于阻尼不可忽略的问题，例如轴承问题。
QR Damped (QR阻尼)法 QR Damped (QR阻尼)法最关键的思想是，以线性合并无阻尼系统少量数目
的特征向量近似表示前几阶复阻尼特征值。采用实特征值求解无阻尼振型之后， 运动方程将转化到模态坐标系。然后，采用QR阻尼法，一个相对较小的特征值 问题就可以在特征子空间中求解出来了。 该方法能够很好地求解大阻尼系统模 态解。由于该方法的计算精度取决于提取的模态数目，所以建议提取足够多的 基频模态，这样才能保证得到好的计算结果。
CAE技术及其应用
刘玲 机械工程学院
第二章 有限元分析软件ANSYS
第二章 有限元析软件ANSYS
§2.1 ANSYS软件介绍 §2.2 ANSYS程序的结构 §2.3 ANSYS图形用户界面 §2.4 ANSYS分析基本步骤 §2.5 ANSYS实例分析
§2.5 ANSYS实例分析
§2.5.1 六方孔螺钉头用扳手的静力分析 §2.5.2 飞机机翼的模态分析
在大多数分析过程中将选用Subspace法、Reduced法、Block Lanczos法或 PowerDynamics法。Unsymmetric法和Damped法只在特殊情形下会用到。在指 定某种模态提取方法后，ANSYS会自动选择合适的方程求解器。在 ANSYS/Linear Plus中Unsymmetric法和Damped法不可用。
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。
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。
结构分析软件课程报告
机翼的模态分析(1. 燕山大学工程力学系，秦皇岛 066004)摘 要：用模态分析可以确定一个结构的固有频率和振型。
固有频率和振型是承受动态荷载结构设计的重要参数。
用Ansys 结构分析软件进行模态分析主要包括4个步骤：建模；加载及求解；扩展模态；后处理。
本报告是对一个简化的飞机机翼模型的模态分析。
首先定义单元类型和材料属性，然后创建几何模型，其中先建立机翼截面的平面模型，划分网格后，再将面拉伸成体，面网格拉伸成体网格，接着在机翼一端的截面上的所有节点上施加荷载，即施加节点的位移约束，再设定分析类型和选择模态分析方法，之后进行求解，然后进行扩展模态，本报告中对结构的5阶模态进行了分析，最后进行后处理，得出各阶模态的频率和振型以及各阶模态所对应的位移和应力云图。
关键词：机翼；建立模型；加载求解；扩展模态；后处理本文通过Ansys 结构分析软件对机翼进行模态分析。
机翼沿长度方向的截面是相同的，如下图所示，该机翼一段固定在飞机机身上，另一段自由，现通过Ansys 结构分析软件求出它的自振频率和振型。
其中，机翼沿Z 轴方向的长度为10m ，杨氏模量3800Pa,泊松比0.3，密度8×510 kg/3m 。
A （0，0，0）B （2，0，0）C （2.3，2，0）D （1.9，0.45，0）E （1，0.25，0）。
机翼模型简图 1 前处理1.1 定义单元类型Main Menu-Preprocessor-Element Type-Add/Edit/Delete 。
出现Element Type 对话框，单击Add 按钮，出现Library of Element Types 对话框，单击Structural Solid ，选择Quad 4node 42，单击Apply 按钮。
单击Structural Solid ，选择Brick 8node45，单击OK 按钮。
单击Element Type 对话框中的Close 按钮。
基于ANSYS的四轴飞行器机架振动分析
基于ANSYS的四轴飞行器机架振动分析【摘要】四轴飞行器为多轴飞行器的一种，是近些年来新兴的智能微型飞行器方面的热点之一，具有结构简单、空中动作灵活、反应迅速、可悬停等特点。
由于其结构简单但功能强大，为保证其安全飞行，有必要研究其结构强度，特别是机架。
本文基于四轴飞行器不稳定、非线性、强耦合等特性，利用ANSYS有限元分析软件对机架在桨叶高速运行时进行振动分析。
【关键词】四轴飞行器;振动分析;ANSYS1.引言四轴飞行器是一种微型飞行器，利用四个旋翼作为飞行引擎来进行空中飞行。
由于尺寸较小、重量较轻、适合携带一定的任务载荷，具备自主导航飞行能力。
因而在复杂、危险的环境下应用越来越广泛。
四轴飞行器作为一种飞行稳定、能任意角度灵活移动的飞行器，在没有外力并且重量分布平均时，四个螺旋桨以同样的转速转动，当螺旋桨向上的拉力大于整机的重量时，四轴飞行器就会向上升;在拉力与重量相等时，四轴飞行器就可以在空中悬停;在四轴的前方受到向下的外力时，前方马达加快转速，以抵消外力的影响从而保持水平，同样其他几个方向受到外力时四轴也可以通过这种动作保持水平。
当需要控制四轴向前飞时，前方的马达减速，而后方的马达加速，这样四轴就会向前倾斜，也相应地向前飞行，同理，其他的飞行姿态也可实现。
模态是振动特性的一种表征，它是构成各种工程结构复杂振动的那些最简单或最基本的振动形态。
通过模态分析可以得到结构的固有频率和振型，为机架结构获得更好的动态性能和优化设计提供依据。
本文就四轴飞行器，分析其机架在高速运转中的振动情况，通过Ansys模态分析，计算其合理的飞行模态。
2.有限元模型的建立机架主要由链接板、支撑杆、脚架组成，如图1所示。
为方便分析，现只对四分之一机架在单个桨叶转动情况下的振动特性进行分析。
图1 机架实体图该机架结构复杂，且为三维实体，建立有限元模型的过程中，以符合结构主要的力学特性为前提，对结构做适当而合理的假设[1]（假设四分之一的机架不包括脚架，且电机和支撑杆之间是固定连接，而桨叶与电机为转动面接触）和简化（去除对分析影响小的多余零件），以进行方便有效的计算和分析。
ANSYS模态分析实例3
Workbench-Simulation Dynamics
• 目的在于分析机翼模型的前5阶自然频率和振型. • 假设机翼的一端完全被固定. • 机翼的材料为钛合金.
固定端
July 10, 2007 © 2007 ANSYS, Inc. All rights reserved.
ANSYS, Inc. Proprietary
– – (准备好) (完成)
•
12
12. 求解.
工具栏按钮: >Solve RMB >Solve may only solve this object and not evaluate objects elsewhere in the Outline Tree
•
注意: 点击工具条的求解，将会求解所有 的分支。 如果我们希望只求解一个分支的话，点击 相应的分支进行求解即可。
基于培训，可以点击 “No: do not save any items”
•
点击 “ >Geometry>From File… ”，从相应文件夹中打开几何模 型文件 wing.iges
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5. 6.
5
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ANSYS, Inc. Proprietary
Inventory #002406 WS3-5
Workshop 3 – 环境
Workshop Supplement
Workbench-Simulation Dynamics
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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
了多种技术途径。
20世纪年代初期，美国NASA(国家航空航天局)兰利研究中心和波音飞机制造公司共同进行了降低C-5银河运输机机翼振动的研究，以缩比模型进行了风洞试验。
实验表明可以降低75～95%的振动响应，并且能够同时降低多个机体独立的振动分量。
NASA兰利研究中心、美国空军军研究实验室、密歇根大学和麻省理工学院合作于1997-2001年进行了机翼振动控制技术的研究，并进行了缩比模型的风洞试验。
实验结果证明:在所有的试验的前进状态下，机翼的各阶振动水平都有明显的降低以某大型飞机机翼为研究对象，计算各种飞行条件中机翼结构的动态特征。
研究当飞机在空中正飞行时，机翼受损、空投货物等，以及飞行过程中机翼受到各种激励情况下机翼的振动响应，即质量载荷位置变化、大小变化或其他外部载荷对机翼结构的振动特性的影响。
1.2研究内容
通过大型有限元软件ANSYS对飞机的机翼进行模态分析，以显示机翼的模态自由度。
1.3 分析方案
（1)搜集相关数据，简化机翼模型，设计有限元分析模型；
（2）建立机翼有限元模型，得到机翼振动的固有特性。
2有限元模型的建立及分析
2.1 建立模型
在ANSYS16.0平台上，建立有限元模型，主要步骤如图2-1-1至图2-1-4
所示。
图2-1-1 选择分析类型图2-1-2 选择单元类型
图2-1-3 定义材料特性图2-1-4 建立面模型
2.2 划分网格并施加约束
一、划分网格
先将plane 182单元进行网格划分，参数设置如图2-2-1所示。
图2-2-1 参数设置
平面网格化结果如图2-2-2所示。
经由拉伸，删除平面单元并由体sweep 划分网格后，如图2-2-3所示。
图2-2-2 平面单元网格图2-2-3 体单元网格二、施加约束条件
在z=0的所有节点上施加全约束，如图2-2-4所示。
图2-2-4 约束
2．3定义分析类型
在New Analysis 中选择model，并提取前5阶模态。
3 求解
3．1固有频率
得到飞机机翼的前5阶固有频率，如图3-1所示。
图 3-1
3．2振动模态
飞机机翼的前5阶振动模态图，如图3-2至图3-6所示。
图3-2 一阶振动模态图3-3 二阶振动模态
图3-4 三阶振动模态图3-5四阶振动模态
图3-6 五阶振动模态
4 有限元结果处理及分析
机翼的各阶模态及相应的变形如图3-1至图3-6所示。
从图可看出在一阶(3.0610Hz)和二阶(15.844Hz)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。
在三阶(118.858Hz)振动模态下，机翼发生了弯曲变形和轻微的扭转变形，弯曲变形大，机翼的外形发生明显改变。
在四阶(30.286Hz)振动模态下，机翼主要发生扭转变形，变形程度近似与机翼的厚度成反比，在截面A 点处发生最大的变形，变形对机翼的外形影响轻微。
在5阶(51.478Hz)振动模态下，机翼发生了严重变形，机翼变形复杂，弯曲为主，含有多种变形;中间弦线两侧发生方向相反的弯曲变形，外形变形严重。
机翼的弯曲主要施加到机翼的梁和长析上，而扭转变形主要施加到机翼的翼肋和蒙皮上，对一阶和二阶振动，机翼可以加强梁和长析的强度，避免发生过大的弯曲变形，对于四阶的振动，机翼需加强翼肋或采用整体壁板，避免因扭转变形导致机翼外形的改变。
三阶和五阶振动下机翼变形严重，种类复杂。
如飞行中气动弹性频率与之接近则需要改进飞机机翼的设计，避开发生此种变形的振动区域。
5结语
不同的振动频率下，机翼的模态不同，变形的种类不同，变形大小不同。
实际设计翼型时需要考虑飞行环境中气动弹性的频率，避免机翼发生过大的变形影响飞行安全。
对于本文中的翼型，应避免三阶和五阶振动下飞行环境，如果气动
弹性频率在此范围内就需要更改翼型的设计，并进行分析。
参考文献.
[1]阚前华.ANSYS14.5基本原理与实践指南[M].成都：西南交通大学出版社，2014：182
[2]于洋涛.某型飞机机翼建模与特性分析[C].吉林：刘淑莹，2010：1。