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2013-08-07 by:广州Ansys应用推广中心 来源:仿真在线
ANSYS在无人飞机主翼梁的分析
主翼梁是无人飞机机翼结构的主要承力元件,承受飞行过程中的大部分升力和过载。翼梁由上、下凸缘和腹板组成,通常在根部与机身固接,在凸缘上和蒙皮相连接。墙也叫做腹板,没有凸缘或只有很弱的凸缘。图1是典型翼梁构造。
典型的翼梁传力途径:直接作用于翼梁的气动力;从机翼传到翼肋上的气动载荷以剪流形式传给翼梁腹板和蒙皮,翼肋引起梁的弯矩通过腹板以轴向剪流的形式传给翼梁的上、下凸缘和腹板。
由于主翼梁为飞机机翼结构的主要承力元件,试飞前必须对翼梁进行强度计算。主要从以下两方面:
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1)计算整根翼梁在受载荷情况下的应力和应变分布
2)校核梁接头、螺栓孔等关键部位的强度
载荷与约束
主翼梁螺栓孔受刚性螺栓约束;作用在机翼、尾翼等升力面上的空气动力是机翼的主要外载荷,它是一种不均匀分布的空气压力,而这种分布是由于翼剖面的迎角和翼型的弯度所引起,典型机翼升力沿翼展方向的升力分布如图2。
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主翼梁分析模型
在对主翼梁进行分析前,首先要确定单元类型、分析方法和以及由此要进行网格划分的特殊处理和载荷模拟。
根据模型的结构特点:单一材料,整体部件,对整个实体选用了SOLID185号实体单元。
翼梁作为一个单一匀质材料的整体部件,分析对其进行整体网格划分,并对可能的应力集中处做了网格细化,如图3。在经过几次线性分析过程中,结果中翼梁局部都出现了应力屈服,为获得更加真实的模拟结果,在随后的分析中,采用了ANSYS软件提供的非线性塑性分析方法。
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作用在翼梁上的压力是一个近似抛物线气动载荷,在加载时要考虑加载方式。由于是从其他CAD软件中导入的几何模型,所以要对上凸缘进行处理,以利于加载。气动载荷不是均匀或斜坡载荷,加载时要用到APDL编程。编程时还是用离散数据近似模拟真实数据,面离散越小,越接近实际工况。
主翼梁螺栓孔受刚性螺栓约束,在模拟时,要区别对待螺栓孔的不同内表面,这样和真实的约束相符。
设置分析参数后求解,结果如图4、图5。
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应力分布与强度校核
1.应力强度校核
从图4和图5所示的等效应力计算结果可知,模型的应力集中处出现在螺栓孔和翼梁中部各连接筋处;另外,翼梁根部应力分布在材料弹性区内。
2.塑性应变分析
从图6和图7所示的等效塑性应变计算结果可以看出,在螺栓孔处,由于拉应力产生了轻微的屈服,在各连接筋处由于应力集中产生的塑性变形尤为严重。
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3.局部改进方案
根据以上计算结果,将模型进行了局部更改:加宽了翼梁中部八根连接筋的尺寸,再进行同样载荷的静强度计算。
改进后的有限元模型如图8所示,关键部位的应力分布如图9和图10所示。
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