复合结构机翼的有限元分析外文翻译资料

复合结构机翼的有限元分析

Dr. R. Rajappan, V. Pugazhenthi

摘要

本文所述的是利用商业软件ANSYS处理硬壳层合复合材料飞机（超音速和亚音速）机翼的弯曲有限元分析。在本文中主要介绍了层压复合壳结构的理论背景，数学公式和有限元求解过程。硬壳机翼由层压在每层不同方向排列的纤维复合构成。因此，为了研究弯曲扭转耦合效应，讨论了不同翼型的厚度和铺层角度的影响。

1. 引言

飞机机翼是由纤维复合材料层合的。研究发现，各种翼型的厚度和铺层角度对弯曲扭转耦合效应具有一定的影响。所获得的结果和所研究的参数显示了翼型厚度变化的影响。为了减少这种气动弹性的影响，由于空气动力载荷振动响应，我们通常在水平方向解决此问题。本研究中提出的气动弹性效应的解决方案，是计划将本征模中翼型的弯曲扭转去耦。可以说，任何动态负载的动态响应是一个模态响应的总和。因此，如果我们减少或解耦机翼弯曲扭转的前十个模态，很有可能气动力的弯曲-扭转耦合将变为一个最小值或者是可控的问题。航空航天研究中心将在这项研究制作使用复合结构材料的NACA 4412机翼翼型的几何模型。飞机机翼经常有更好的性能，如提高颤振速度和减少控制问题。这项研究将有助于提高飞机的性能。

1. 翼型理论术语和定义

2.1 翼型几何命名约定

翼型几何形状可通过在上下表面的坐标来表征。它通常被概括为几个参数，如：最大厚度，最大外倾角，最大厚度的位置，最大外倾角，和刀尖半径。

2.2 NACA 4系列

就翼型NACA4412来说，其第一个数字给出最大弧在弦上的百分比，第二个数字给出在所述最大弧所在弦的十分之一处，并且在最后两个数字中给出以百分比形式的最大厚度。

2.3 层叠式复合结构

典型的复合结构由一个层合的系统组成。这些层可以由不同的各向同性或各向异性材料制成，并且具有不同的结构、厚度和力学性能。层合特性通常用层数，堆积顺序，几何和力学性能计算。可以结合有限数量的层，形成这么多的层压板，层压板具有21个系数并表现出耦合效应。层合板的行为体现为给定属性的一种层系统，作为复合材料结构的元素的唯一限制是，它的总厚度被假定为比其他维度的结构要小得多。

2.4 层合刚度系数

由多个具有不同厚度hi，不同刚度Aimni= 1,2,3,hellip;..k.的层的叠层。假设材料的刚度系数不改变层的厚度并使用分段整合，这可以写成参数Imn，如：

此处：r=0,1,2 t0=0 th=薄层厚度

层合板结构

分别给出了层合板的构件、耦合强度和弯曲刚度系数：

其中：Bmn 是构件刚度；Dmn是耦合强度；Cmn是弯曲刚度。

从该层的平面应变εX，Y和εgamma;XY可以发现：

其中：

这个广义应变对应于图中所示层的以下几个基本变形：

●平面拉伸和压缩应变（ε0x，ε0y）

●平面剪应变(gamma;0xy)

●在XZ和YZ平面的弯曲（kx，ky）

●扭转（kxy）

层的基本变形

1. 亚音速飞机机翼模型描述与实例研究

3.1亚音速飞机机翼的物理模型

这项工作中的物理结构模型建立在一个拥有纤维层复合材料结构NACA 4412系列翼型截面的机翼外壳之上，如图3.1所示：

图3.1 亚音速飞机机翼的物理模型

它的尺寸如一个研究用亚音速飞机机翼一般，自由端弦长为0.8m，固定端1.8m，机翼的长度为15m。有一定空间距离的壳翼厚度被视为用来减少扭曲角的参数。这是一个锥形机翼模型，它是一个没有任何肋条和长铁杆的碳-环氧层合复合结构。

1. 亚音速飞机机翼模型说明

4.1亚音速飞机机翼的物理模型

这项工作中的物理结构模型建立在一个拥有纤维层复合材料结构NACA 4412系列翼型截面的机翼外壳之上，如图（4.1）所示：

图4.1 亚音速飞机机翼物理模型

它的尺寸如一个研究用亚音速飞机机翼一般，自由端弦长为0.8m，固定端1.8m，机翼的长度为15m。有一定空间距离的壳翼厚度被视为用来减少扭曲角的参数。这是一个锥形机翼模型，它是一个没有任何肋条和长铁杆的碳-环氧层合复合结构。

图4.2亚音速飞机机翼的有限元模型

图4.3层合复合结构层层叠顺序（亚音速机翼）

图4.4有限元模型边界条件的施加

4.2亚音速飞机机翼的有限元模型

在这项研究中，通过使用一个飞机机翼的有限元模型进行分析。该模型在ANSYS 10中制作；它有3层，74422节点，47210个单元。在不同的空间位置的每一层厚度被视为用来减少扭曲角的参数。图（4.2）显示了一个典型的有限元网格，并在图（4.3）中显示了层叠顺序。全局坐标系中Z轴沿着机翼的轴线方向，X轴沿弦向方向，而Y轴垂直于前两个方向。

边界条件

机翼为悬臂式壳，一端固定（即所有自由度），另一端自由，如图（4.4）所示。

材料属性

在这项研究中所使用的材料性能如下所示，碳/环氧树脂和铝合金材料的属性是：

1. 材料属性（铝合金）

● 所用材料：铝合金

● 弹性模量：73Gpa

● 泊松比：0.3

1. 材料属性（碳/环氧树脂）

● 所用材料：碳/环氧树脂

● 弹性模量：140Gpa

● 泊松比：0.4

1. 研究结果及讨论

图5.1~5.6所示的不同结果显示了飞机机翼的结构特性。图2显示了翼承受重力荷载及挠度。图3和图5分别显示了由于在轴向和垂直方向上施加负载而产生的挠度。图8显示了同时由于轴向和垂直荷载产生的挠度。在轴向方向上的单轴偏转要比垂直方向上的更多，这是因为在各个方向上的惯性矩不同。然而，研究应扩展到更容易受到的载荷和力矩。

5.1 由于重力而带有自载或加速度的机翼

图5.1 模型固定在基底（叶片附连到轮毂）

图5.2 9.8 m/s^2的重力加速度施加在翼梢

图5.3 负载作用于x轴

图5.4 应变能的节点解

图5.5 负载作用于Y轴

图5.6 x轴应力的节点解

1. 结论及下一步工作

我们按计划在有限元分析模型中，对飞机机翼模型进行了分析，并对模型进行了不同的加载，对由自重或重力加速度引起的负载进行了讨论，并计算了偏转角。机翼模型受到沿翼方向上，跨机翼方向上和垂直方向上荷载的严重影响。此外，真实的情况是这几种荷载共同作用。例如，只在X方向有单独荷载，并且X,Y,Z方向都有转角，便会发现在X,Y,Z方向上均有应力作用。为得到机翼上的最大应力水平和最小应力水平，我们计算出了等效应力。在复合加载中也发现了上面提到的结果。他们的差异结合轮廓挠度、应力水平可清楚地显示。挠度和应力水平由大到小在彩色轮廓中显示。一侧一侧地给定这些值。单一荷载与复合荷载的比较显示了挠度和应力水平数值上的差异。这种模型可以被用于考虑未来的各种机翼形状的扭转问题，例如NACA 4415翼型或其他不同厚度的翼型。

参考文献：

[1] Kaihong Wang, 2004 “Vibration Analysis OF Cracked Composite Bending Torsion Beams For Damage Diagnosis”

[2] Jan Stegmmann, 2005 “Analysis and Optimization Of Laminated Composite Shell Structure”

[3] Hiro Miura, 2001 “Development of a Composite Tailoring Technique for Airplane Wing” NASA research center.

[4] Guo, S.J. Bannerjee, J.R. Cheung and C.W, 2002“The Effect of Laminate Lay-Up on the Flutter Speed of Composite Wings” thesis on City University, London, UK

[5] Aditi Chattopadhyay , 2005 “Development of a Composite Tailoring Procedure for Airplane Wing” NASA research center

[6] Shyama kumari and P.K sinha, 2002 “Finite Element Analysis of Composite Wing TJoints” Journal of Reinforced Plastics and Composites 2002; 21; 1561

[7] Alastair F. Johnson and Nathalie Pentecote, 2005 “Modeling Impact Damage In Double-Walled Composite Structures”VIII International Conference.

[8] Boyang Liu, 2001,” Two-Level Optimization of Composite Wing Structure Based on Panel Genetic Optimization”

[9] G. R. Benini, E. M. Belo and F. D. Marques, 2004 “Numerical Model for the Simulation of Fixed Wings Aeroelastic Response” Journal of the Brazil Society of Mechanical Science and Engineering, April-June 2004, Vol. XXVI, No. 2 / 129

[10] Seong-Wook Hong, Byung-Sik Kang and Joong-Youn Park, 2003 “Dynamic Analysis of Bending-Torsion Coupled Beam Structures Using Exact Dynamic Elements”

利用Nastran软件对典型飞机机翼结构的静态与动态分析

Mr. Pritish Chitte, Mr. P. K. Jadhav, Mr. S. S. Bansode

摘要

本文是关于一个翼盒的尺寸筛选和分析，主要的目的是在已知的机翼外壳内建立一个适当的内部结构。其大小尺寸已经通过使用经典工程理论和有限元分析软件包(MSC Nastran和MSC Patran)得到，蒙皮和腹板视为壳单元，边缘、翼梁和长桁视为梁单元，再通过利用不同截面例如矩形截面、Z型截面、L型截面，面板破损和改变蒙皮厚度的方式进行迭代分析。从分析结构进行优化设计，满足了强度和稳定性的标准，但仍可以通过重新设计如肋和翼梁等部件进一步优化。

关键词：飞机 翼盒

1. 引言

机翼是一种通过在空气或者其他气体介质中穿行，在正常运动方向产生气动力以促进飞行的表面。它是一种特殊形式的翼型。这个词最初是指鸟类的肢体，而现在已经扩展到包括昆虫，蝙蝠和翼龙的，还有人造装置的翅膀。机翼是用来产生升力一个非常有效的设备。一些滑翔机的机翼，其空气动力学质量，表示为升阻比，可高达60，甚至更多。这意味着一个极小的推力用来推动机翼通过空气，便可以获得极大的升力。机翼最常见的用途是偏转空气向下以产生升力，但倒置的机翼也常用于产生下压力并使物体保持在地上。

1.1参考翼

图一 ：参考翼

参考翼是用于开始布局的基本机翼，下图显示了参考翼的主要几何参数。参考翼是虚构的，通过机身飞机中心线延伸。因此，参考翼面积包括机翼连接到机身的一部分。就参考翼而言，位于飞机中心线梯形参考翼的根部翼型，并不是在实际翼连接到机身的位置。

1.2翼载

翼载是指飞机的重量除

剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料

---

英语原文共 13 页，剩余内容已隐藏，支付完成后下载完整资料

---

资料编号：[150036]，资料为PDF文档或Word文档，PDF文档可免费转换为Word