搜索Abaqus在飛機(jī)機(jī)翼仿真分析中的應(yīng)用
2016-12-27 by:CAE仿真在線 來源:互聯(lián)網(wǎng)
機(jī)翼大致由蒙皮、翼肋、翼梁和墻、長珩等組成。機(jī)翼主體受到氣動載荷、慣性載荷以及各連接點(diǎn)傳來的集中載荷等類型的載荷。
可以運(yùn)用Abaqus提供的梁單元、桿單元、殼單元、三維實(shí)體單元對機(jī)翼進(jìn)行靜力分析、動力響應(yīng)分析(模態(tài)、顫振、抖振等)、失穩(wěn)分析、損傷容限分析、結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計。
對機(jī)翼和機(jī)身的連接部件、機(jī)翼的固定件還可以運(yùn)用Abaqus的非線性功能進(jìn)行塑性和接觸等非線性分析。
縫翼滑軌模型裝配件分析
飛機(jī)的前緣縫翼是民用客機(jī)、大型飛機(jī)常用的增升活動面,是通過滑軌在滑輪組架中的運(yùn)動來改變機(jī)翼的翼型,以達(dá)到增加升力的目的。滑軌在滑輪組架中的運(yùn)動就是一個典型的接觸問題。
滑輪組架內(nèi)在每根滑軌的安裝位置沿滑軌法向和側(cè)向各布置了兩組滾輪。當(dāng)縫翼翼面上的載荷傳到滑軌上時,滑軌受力變形,其上下表面就會有滾輪與滑軌表面發(fā)生接觸,從而限制滑軌的法向運(yùn)動;其左右兩側(cè)也會有滾輪與滑軌腹板表面發(fā)生接觸,從而限制滑軌的側(cè)向運(yùn)動。
在結(jié)構(gòu)受載過程中,究竟是哪一個或哪些滾輪與滑軌發(fā)生接觸,從而為其提供邊界約束就是邊界非線性有限元分析所要考慮的主要問題。
針對某型機(jī)縫翼結(jié)構(gòu)中所遇到的接觸問題,應(yīng)用Abaqus有限元分析軟件,對其進(jìn)行了邊界非線性有限元分析。利用Abaqus的接觸算法,真實(shí)的模擬了縫翼滑軌和滾輪之間的接觸關(guān)系,進(jìn)而得到真實(shí)的傳力路經(jīng)和應(yīng)力分布。
首先,將已有的縫翼模型利用FromNastran功能將Nastran輸入文件轉(zhuǎn)化為Abaqus輸入文件。這樣可以有效地利用已有模型和數(shù)據(jù),省去重新建模的工作。將模型導(dǎo)入后,就可以在Abaqus/CAE中定義各種非線性行為,如接觸等。
Abaqus/CAE有效的支持混合建模,即有限元模型和幾何模型可以同時在前處理模塊中存在,并方便的施加各種約束條件和載荷。
計算完成后,Abaqus/CAE或Abaqus/Viewer支持各種計算結(jié)果的后處理,包括各種非線性因素。
應(yīng)用Abaqus軟件邊界非線性有限元分析方法,能夠更真實(shí)的模擬縫翼滑軌在機(jī)翼前緣艙內(nèi)滑輪架中的支持條件,根據(jù)結(jié)構(gòu)的受力狀態(tài)判斷滑軌與滾輪之間的接觸狀態(tài),從而體現(xiàn)真實(shí)的傳力路徑,得到準(zhǔn)確的應(yīng)力分布。
該方法為某設(shè)計單位引進(jìn)Abaqus軟件后首次在結(jié)構(gòu)接觸分析中的應(yīng)用,并得到理想的計算結(jié)果。建議在其它類似結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)分析中,可優(yōu)先考慮使用Abaqus軟件。它不但降低了對分析人員的經(jīng)驗(yàn)要求,還可以得到局部結(jié)構(gòu)更準(zhǔn)確的受力特性,進(jìn)而為結(jié)構(gòu)設(shè)計和試驗(yàn)提供理論依據(jù)。
中外翼對接帶板分析
某型飛機(jī)的中外翼對接帶板屬于疲勞薄弱部位,為對該部位的疲勞壽命作出合理的估算,需對該部位的應(yīng)力分布進(jìn)行準(zhǔn)確的計算。利用Abaqus軟件的接觸分析功能對中外翼對接帶板的細(xì)節(jié)應(yīng)力進(jìn)行了計算,給出了有限元的計算結(jié)果。
在進(jìn)行接觸分析時,接觸區(qū)域的單元應(yīng)選擇一階減縮積分單元或選擇二階的C3D10M單元,因此對于分析中重點(diǎn)關(guān)心的零件1和零件2的接觸區(qū)(包括連接螺栓)選擇的單元類型為C3D8R,其它部位選擇的單元為C3D4,共有單元207531個,其中C3D8R單元有26054個,C3D4單元有181477個。
以上模型中包含100多個接觸對 ,因此對軟件的收斂性和健壯性提出非常高的要求。另外,計算效率也是關(guān)心的重點(diǎn)。該模型在P4-3.2G×2CPU,4G內(nèi)存的計算機(jī)上運(yùn)了12422s,因此Abaqus具有非常高的計算效率。
由于計算的目的是為了摸清疲勞薄弱部位的應(yīng)力水平,進(jìn)而能夠合理地估算出薄弱部位的疲勞壽命。中外翼對接帶板的受力形式是單向拉伸的,由于疲勞破壞的形式基本都是拉伸破壞的,因而只關(guān)心有限元計算結(jié)果中沿受力方向的拉應(yīng)力。下圖分別給出了外翼帶板和中央翼帶板的拉應(yīng)力分布情況。從應(yīng)力的分布圖上可以看出:孔邊的拉應(yīng)力最大,外翼帶板處的最大拉應(yīng)力為449MPa,中央翼帶板處的最大拉應(yīng)力為400MPa。
對于飛機(jī)結(jié)構(gòu)來說,其連接件的形式較多,為了能夠準(zhǔn)確地估算出飛機(jī)結(jié)構(gòu)連接件的疲勞壽命,需要準(zhǔn)確地計算出連接部位的細(xì)節(jié)應(yīng)力。
Abaqus軟件具有強(qiáng)大的接觸分析功能,對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的連接件——中外翼對接帶板處的應(yīng)力分布進(jìn)行了計算分析。從最后的應(yīng)力分布情況來看,計算結(jié)果非常合理,有限元計算的應(yīng)力水平可用于疲勞壽命分析。而且,Abaqus對于高度飛翔性具有非常高的計算效率和健壯性。
F-16復(fù)合材料水平尾翼強(qiáng)度分析
復(fù)合材料在航空領(lǐng)域的應(yīng)用越來越廣泛,因此復(fù)合材料的分析工具也變得越來越重要。水平尾翼采用復(fù)合材料設(shè)計方案后,需對結(jié)構(gòu)特性和力學(xué)性能重新進(jìn)行評估。
利用Abaqus軟件的復(fù)合材料功能,對F-16的水平尾翼建模。前處理直接輸入復(fù)合材料的各種材料屬性。可以為蒙皮、肋和加強(qiáng)桿直接定義復(fù)合材料。
操縱載荷在水平尾翼表面產(chǎn)生向下的壓力。對復(fù)合材料水平尾翼施加氣動載荷,扭矩載荷、瞬態(tài)壓力載荷等,進(jìn)行靜力和動力分析,并完全支持結(jié)構(gòu)的后處理。
計算結(jié)果可以直接在后處理中完成,可以顯示每層材料的受力狀態(tài)。可以得到層間剪切應(yīng)力,用于評估結(jié)構(gòu)分層。并可以將計算結(jié)果輸出到文本文件,供進(jìn)一步處理。
靜力分析完成之后,還可以對結(jié)構(gòu)的動力學(xué)響應(yīng)做進(jìn)一步的評估。利用靜力分析模型,稍加修改,通過Abaqus/CAE將動力載荷直接施加在結(jié)構(gòu)上。
可以直接得到結(jié)構(gòu)的各種響應(yīng)值,如應(yīng)力和位移等。并可以直接在后處理中輸出。
戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼主動控制
Abaqus 包含各種連接單元,這些連接單元可以作為感應(yīng)器,同時也可以作為激勵單元,這樣為可以實(shí)現(xiàn)對構(gòu)件的主動控制。
下面是NACA對針對飛機(jī)機(jī)翼的抖動問題對機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行控制實(shí)例。機(jī)翼為三級結(jié)構(gòu)。結(jié)構(gòu)外載荷由流體軟件計算得出,通過相關(guān)接口可施加于結(jié)構(gòu)之上。在機(jī)翼連接處通過添加連接單元可以測量機(jī)翼的各種形態(tài),通過反饋程序可得出對機(jī)翼機(jī)型主動控制。
在控制之前,機(jī)翼抖動比較大,采用主動控制之后,整個結(jié)構(gòu)變形比較平穩(wěn)。
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