工程结构实例有限元分析.ppt

工程结构实例有限元分析,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,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。,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。,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,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。,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、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,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。,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。,桨叶翼型图,某型直升机涵道尾桨叶片结构,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,Solid92,Shell99,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,某型直升机涵道尾桨有限元动力分析,桨叶振动的共振图,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。,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,有限元分析模型的建立,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,根据如实地反映结构的几何形状、构造型式、材料特性、承载情况和边界条件等因素的原则，将FRP蜂窝结构标志底板结构离散化为一个有限元分析模型。考虑到结构、承受载荷、边界条件的对称性，只建立如图13.14所示的1/4模型进行计算分析。滑槽附近模型放大图如图13.15。其中在预埋件附近的模型包括预埋件、铝滑槽、铆钉均采用三维体单元（PSOLID），预埋件以外部分模型均采用二维复合材料壳单元（PCOMP），三维单元向二维单元的过渡区采用MPC（RBE3）单元来连接。,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,1/4有限元分析模型图,滑槽附近模型放大图,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,载荷及边界条件 结构受风压载荷作用，基本风压大小为，动载系数取为1.4，则实际加载风压为，其最不利情况为风压加在面板背面，且风向与面板垂直。,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,在边界条件的处理上，在对称边上采用对称边界条件。考虑到立柱与螺栓足够牢固并视其不变形，在铝滑槽的挡块处加固定约束。,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,有限元计算结果 根据FRP蜂窝结构标志底板结构的传力情况，蜂窝夹层板、铝滑槽、铆钉及挡块之间均为接触传力而并非为完全固连，因而此问题属于接触问题，需进行接触分析计算。从力学分析角度看，接触是边界条件高度非线性的复杂问题，需要准确追踪接触前多个物体的运动，以及追踪接触发生后这些物体之间的相互作用。接触问题模拟计算的一般目的是为了确定接触面积及计算所产生的接触压力。采用软件中的接触分析求解器进行应力计算。,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,FRP蜂窝结构标志底板结构的应力云图,预埋件应力分布云图,FRP蜂窝结构标志底板有限元分析,铝滑槽应力分布云图,FRP蜂窝结构标志底板结构的位移云图,风机塔架的屈曲稳定性分析,塔架失稳概述,风机塔架的屈曲稳定性分析,特征值屈曲的一般步骤,风机塔架的屈曲稳定性分析,塔架屈曲分析应用实例,风机塔架的屈曲稳定性分析,风机塔架的屈曲稳定性分析,风机塔架的屈曲稳定性分析,风机塔架的屈曲稳定性分析,