9_工程结构实例有限元分析

某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
有限元静力分析结果
垂尾位移云图
垂尾翼尖结构第1铺层最 大失效指标分布
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
结构简述
某型直升机涵道尾桨叶片结构实体和翼型如下图所示。
y x
某型直升机涵道尾桨叶片结构
桨叶翼型图
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
表给出了桨叶所采用材料的弹性特性数据。除金属材料、泡沫块及膨胀胶膜 为各向同性材料外，其它材料均为正交各向异性材料。
FRP蜂窝结构标志底板有限元分析
有限元分析模型的建立
模型中所使用各向同性材料的性能数据见表 5。
表 5 各向同性材料特性 序号 1 2 3 名称 铝滑槽 预埋件 铆钉 材料 铝合金 铝合金 铝合金 弹性模量 E （MPa） 68000.0 68000.0 68000.0 泊松比（μ ） 0.3 0.3 0.3
维结构体单元 Solid92 及 20 节点三维结构体单元 Solid95 。其单
元几何形状如下图所示。
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
Shell99
Solid92
Solid 95
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
对桨叶进行有限元建模时，将蒙皮划分三种不同类型的壳 单元，有钛包边的地方采用 4层层合壳单元，有加强条的地方 采用6层层合壳单元，其它普通的地方采用3层层合壳单元。用 ANSYS建立整体叶片有限元模型如下图所示。
某型机前机身结构静力有限元分析
某型机前机身结构总体有限元分析模型
某型机前机身结构静力有限元分析
载荷及边界条件 前机身结构分析的载荷为气密载荷，气密压强大小为 0.04MPa。气压可通过在蒙皮、气密地板、气密端框简化得到 的壳单元上施加分布载荷来实现。
某型机前机身结构静力有限元分析
在边界条件的处理上，由于气密载荷是自平衡载荷，故理论上 在气密舱段上任意加 6 个独立约束即可。这里，采用在 12 框框缘处 加边界条件，12 框上所有辐射筋与框缘相交处节点的 x 方向自由度 被约束，最左侧和最右侧节点的 x ， y 和 z 方向自由度被约束，最下 侧节点的 x 、 y 方向自由度被约束。
某型机前机身结构静力有限元分析
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
结构简介
某型机垂尾翼尖设计结构如下图所示。
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
垂尾翼尖的所有结构件均采用玻璃钢结构，由预浸料铺设 而成，单层厚度为 0.25mm ，单层材料的力学性能数据如下表 所示。
表 1 预浸料的力学性能 常温干燥 湿 热 拉 伸 压 缩 拉 伸 压 缩 23.7 25.8 20.5 27.1 00 模量 GPa 21.9 23.9 18.6 33.8 900 模量 GPa 362 216 223 186.8 00 强度 MPa 296 226.5 184.8 114.7 900 强 MPa 14 10.5 剪切模量 GPa 81 28.8 剪切强度 MPa 0.11 0.093 泊松比
模型中所使用的正交各向异性材料的性能数据见表 6。
序号 1 2 名称 面板 芯层 材料 玻璃钢 铝蜂窝* 表 6 正交各向异性材料特性 弹性模量 E y 弹性模量 Ex （MPa） 13700.0 0.0383 （MPa） 13700.0 0.0383 泊松比 xy 0.15 0.9998 剪切模量 Gxy （MPa） 300.0 0.0329
设备等传来的集中载荷。
某型机前机身结构静力有限元分析
有限元分析模型的建立 根据如实地反映结构的几何形状、构造型式、材料特性、 传力路线、承载方式和边界条件等因素的基本原则，将前机身 结构离散化为一个有限元分析模型。 由于气密舱段形状不规则，其外形切面由圆弧、双曲线甚 至平直线组成，加上由于结构布置上的需要，天窗骨架前部左 右各有一个驾驶员弹射救生抛盖开口，天窗骨架后部有一个操 作员弹射救生抛盖开口，舱段左侧新开有登机门开口，形成一 个复杂结构的气密舱段。在气密载荷作用下，蒙皮不仅受剪应 力，还受弯曲应力；长桁和框不仅受拉伸，还受弯曲。将蒙皮 和隔框腹板等简化为壳单元，长桁、框缘及纵横加筋等简化为 空间梁元。对驾驶员抛盖及操作员抛盖的定位支座与挂钩的连 接采用多点约束(MPC单元)来模拟，二维壳单元向一维梁单元 的过渡通过MPC单元模拟。
FRP蜂窝结构标志底板有限元分析
在表 6 中铝蜂窝的等效弹性模量、泊松比和剪切模量计算公式 如下：
4 t3 4 0.05 Ex Ey Es 68000.0 0.0383MPa 3 3l 3 8
kg / m3 。
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
桨叶模压图
桨叶模压局部放大图
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
有限元模型的建立
根据如实地反映结构的几何形状、构造型式、材料特性、
传力路线、承载方式和边界条件等因素的基本原则，将涵道尾 桨叶片结构离散化为一个有限元分析模型。 对于此桨叶分析共采用三种单元类型，蒙皮采用层合结 构壳单元Shell99，叶梁、泡沫块、碳条及叶根布采用10节点三
桨叶振动的共振图
900
P(Hz)
P(Hz)
2 1200
750
3
8
1--挥舞一阶 2--挥舞二阶 3--挥舞三阶
1000 800 600
600
7 6 5
1--扭转一阶 2--扭转二阶
450
300
2
4 3 2
1 400 200 0
8 7 6 5 4 3 2 1
150
1
0 0 15 30 45 60 75
某型机前机身结构静力有限元分析
总体应力计算及分析
对于前机身的前风挡玻璃，观测窗以及12框堵盖部位，在
受力时并不传递弯矩，因此不能将这些部位与整体模型固连，
应该简支连接。因此，有限元模型中不能在此处消去重复节点。 可以将前风挡玻璃、观测窗以及12框堵盖边沿节点简支，并在 面单元上施加0.04MPa的气密载荷，计算出这些部位周边节点
的约反力再将其反加到总体模型的前风挡玻璃框、观测窗框及
12框堵盖口边节点上。因此，总体应力分析时便可只分析除去
前风挡玻璃、观测窗及12框堵盖的整体模型便可。
某型机前机身结构静力有限元分析
某型机前机身结构静力有限元分析
通过MSC.Nastran对总体模型进行应力分析，得出总体模 型中最大壳单元应力为239MPa，最大梁单元应力为387MPa， 壳单元最大位移为19.9mm，梁单元最大位移为8.13mm。
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
结构受力特点 垂尾翼尖为由蒙皮、前后梁、多隔板和天线罩构成的无桁 条、少翼肋结构。蒙皮和隔板凸缘承受弯矩引起的轴向力。多
隔板腹板承剪、多闭室承扭，受力高度分散，局部刚度和总体
刚度均较大。
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
垂尾翼尖结构的有限元模型的建立
根据如实地反映结构的几何形状、构造型式、材料特性、
xz
0.25 0.25 0.15 0.25 0.332 0.332 0.3 0.25 0.27 0.27
G xy
17.0 7.4 0.37 0.62 3.6 3.பைடு நூலகம் 16.9 2.808 83.46 27.2
G yz
17.0 7.4 0.37 0.62 3.6 3.6 16.9 2.808 83.46 27.2
Ez
42.5 18.5 0.0185 0.0310 0.1250 125.0 44.0 5.616 212.0 69.0
xy
0.25 0.25 0.15 0.25 0.332 0.332 0.3 0.25 0.27 0.27
yz
0.25 0.25 0.15 0.25 0.332 0.332 0.3 0.25 0.27 0.27
二阶振型图
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
考虑离心刚度时桨叶振动特性分析
表 4 桨叶固有频率和振动形式 1 2 3 4 阶次 359.99 430.46 472.83 频率（Hz） 107.87 形式 挥舞 挥舞 摆+挥 扭转 5 820.57 挥舞
一阶振型图
二阶振型图
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
某型直升机涵道尾桨有限元动力分析
桨叶无旋转时动态特性分析
采用子空间迭代法对结构进行模态分析，并提取前 5 阶模态。 表 3 桨叶固有频率及振动形式 1 2 3 4 阶次 频率（Hz） 64.088 315.90 414.27 463.10 形式 挥舞 挥舞 摆+挥 扭转
5 757.75 挥舞
一阶振型图
1
90
0
15
30
Hz
45 60 Hz
75
90
挥舞共振图
扭转共振图
FRP蜂窝结构标志底板有限元分析
结构简介 某FRP蜂窝结构标志示意图和标志底板结构三维图如下图 所示。
FRP蜂窝结构标志底板有限元分析
FRP蜂窝结构标志底板为蜂窝夹层结构，底板尺寸为 ，上 下面板为玻璃钢材料，厚度均为1mm；芯层为铝蜂窝，厚度为 23mm；底板内预埋有两金属型材料，截面为空心矩形，宽度 为70mm，壁厚为3mm，长度为1m；用以固定外面的铝滑槽， 长度为600mm，其三维结构如下图所示，铆钉直径为5mm。
<<结构分析中的有限元法>>
工程结构实例有限元分析
王晓军 航空科学与工程学院固体力学研究所
工程结构实例有限元分析
某型机前机身结构静力有限元分析
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析 某型直升机涵道尾桨有限元动力分析 FRP蜂窝结构标志底板有限元分析 风机塔架的屈曲稳定性分析
某型机前机身结构静力有限元分析
某型机垂尾翼尖结构有限元模型
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
载荷工况 考虑某型机在某飞行状态下，垂尾翼尖结构受到气动载荷 作用，如下图所示。
飞行状态下的气动力分布
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
边界条件 在边界条件的处理上，为了能更真实的模拟垂尾翼尖的支 撑刚度，将垂尾翼尖的有限元模型向下延伸建立整个垂尾有限 元模型，在垂尾下部加以简支边界条件。
传力路线、承载方式和边界条件等因素的基本原则，将垂尾翼
尖结构离散化为一个有限元分析模型。 由于垂尾翼尖结构为由蒙皮、前后梁、多隔板和天线罩组 成的全复合材料结构，因而将它们均用层合壳单元来离散。垂 尾翼尖有限元模型共包括层合壳单元 1684个，节点1459个。垂
尾翼尖结构蒙皮有限元模型如下图所示。
某型机垂尾翼尖结构有限元静力分析
表 2 材料特性参数 材料名称 泡沫块 膨胀胶膜 玻璃布 Kevlar 布 碳布 碳条 钛 Kevlar 带 1Cr18Ni3A 2618A
*
Ex
42.5 18.5 18.5 31.0 125.0 125.0 44.0 140.4 212.0 69.0
Ey
42.5 18.5 18.5 31.0 125.0 125.0 44.0 5.616 212.0 69.0
某型机前机身结构静力有限元分析
前机身结构传力路线 结构所承受载荷仅考虑气密压力载荷作用。从机身结构 总体受力来说，长桁和大梁用来承受机身弯矩引起的轴力。蒙
皮除了承受全部剪力和扭矩外，还要不同程度地承受轴力的作
用。普通框的作用是维持机身外形，支持机身长桁和蒙皮。加
强框除具有普通框的作用外，还要承受飞机其他部件、组件和
G xz
17.0 7.4 0.37 0.62 3.6 3.6 16.9 2.808 83.46 27.2

75.0 1151.5 2000.0 1750.0 1616.7 1511.3 4500.0 1366.0 7709.0 2800.0
注：泡沫块、膨胀胶膜的弹性模量和剪切模量的单位为 MPa ，其它材料均为 GPa ，密度 单位均为
结构简介
某型机前机身结构CATIA模型图
某型机前机身结构静力有限元分析
某型机前机身，包括气密舱段（ 5 框 ~12 框）和设备舱段 （3框~5框）。某型机前机身气密舱段是由长桁、纵向大梁、 蒙皮与框组成的半硬壳式舱壁和前、后端框组成，形成一个能 承受气密载荷作用的封闭体。长桁和大梁一般都是穿过隔框直 通的，由型材或机加锻件构成。蒙皮由钣金件构成，按照外形 分为不同块进行加工成型。框一般是由钣弯件制成，受力严重 的加强框则是由锻件或机加件构成。前端框为由纵、横加筋的 平板结构组成；为改善受力特性，后端框为加筋的半球面形结 构。前机身气密舱设有地板，地板由地板纵梁和横梁构成框架， 横梁与机身隔框相连，其上安装有面板，共采用了两种类型的 面板。对于机头部分，下部是前起落架舱，驾驶员地板是气密 的，为金属板，形成气密地板结构。其它部分地板为非气密地 板，采用玻璃钢板。气密舱前部为设备舱。