ansys机翼模型模态分析详细过程

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1、机翼模型的模态分析高空L<:航的K机近年得到了世界的普遍重视。由于其对L<:航时性能的要求，这种飞机的机翼采用非常大的展弦比，K耍求结构重量非常低。大展弦比和低重量的耍求，往往使这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因索，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。通过对机翼的模态分析，可获得机翼翼型在各阶频率下的模态，得出振动频率与应变问的关系，从而可改进设计，避免或减小机翼在使用过程屮因振动引起变形。卜*图是一个机翼的简单模态分析。该机翼模型沿着长度方向異宥不规则形状，而且其横截面是由直线和曲线构成（如

2、图所示）。机翼一端固定于机身上，另一端则自由悬挂。机翼材料的常数为：弹性模量E=0.26GPa，泊松比m=0.3,密度r=886kg/m。(0.05,0,0)(0.0575,0.005,0)(0.0475,0.0125,0)(0.025,0.00625,0)图i机輿模型的结构尺、1、建立有限元模型1.1定义单元类型自由网格对模型的耍求不高，划分简单咨时咨力。选择而单元PLANE42和体单元Solid45进行划分网格求解。1.2定义材料特性根据上文所给的机翼材料常数定义材料特性，弹性模量E=0.26GPa，泊松比m=0.3，密度r=886kg/m。1.3建立几何模型并分网该机翼模型比较简单，

3、可首先建立机翼模型的截而，再其进行网格划分，然后对截而拉仲0.25m的长度并划分10个长度单元，血得到整个模型的网格。阁2机翼模型截而阁图3盘轴结构的奋限元模型1.4模型施加载荷和约束因为机翼一端固定于机身上，另一端则自由悬挂，因此对机翼模型的一端所有节点施加位移约束和旋转约束。1.5分析求解木次求解了机翼模型的前五阶模态，各阶固宥频率值如卜*FileMXXXMINDEXOFDATASETSONRESULTSFILE*■*■*■*■*SETTIME/FREQLOADSTEPSUBSTEPCUMULATIUE125-718111263-0771223157.901334163.1314453

4、56.33155ANSYSIAPR30201521:25:26ANSYSAPR30201521:41:09机翼前五阶振动模态图如下:NODALSOLUTIONSTEP=1SUB=1FREQ=25.7178USUM(AVG)RSYS=0DMX=6.7038SMX=6.70381.489732.979474.46925.958947448672.23463.724335.214076.7038NODALSOLUTIONSTEE^lSUB=2FREQ=63.0771USUM(AVG)RSYS-0DMX■6.71326SMX-6.713261.491847459182.983674.475515.

5、967342.237753.729595.221436.71326NODALSOLUTIONSTEP=1SUB»3APR30201521:41:30rREQ=157.8972.58145.162797.7441910.32561.29073.872096.453499.0348911.61631NODALSOLUTIONANSYSSTEP=1SUB=4APR30201521:41:58FREQ=163.12802.953495.906998.8604811.8141.476754.430247.3837410.337213.2907ANSYSAPR30201521:39:51NODALSO

6、LUTIONSTEP=1SUB=5FREQ=356.333USUM(AVG)RSYS=0DMX=7.43871SMX=7.438711.65305'.3.30609•4.95914*6.61218.8265232.479574.132625.785667.43871机翼的各阶模态及相应的变形如表1及图6所示。从图可看出在一阶(14.283Hz)和二阶(61.447Hz)振动模态下，机翼主要发生弯曲变形，并且离翼根越远变形量越大。在三阶(90.005Hz)振动模态下，机翼发生了弯曲变形和轻微的扭转变形，弯曲变形大，机翼的外形发生明S改变。在四阶(138.83Hz)振动模态下，机翼主要发生扭转

7、变形，变形程度近似与机翼的厚度成反比，在截面A点处发生最大的变形，变形对机翼的外形影响轻微。在5阶(257.59Hz)振动模态下，机翼发生了严重变形，机翼变形复杂，弯曲为主，含有多种变形；屮间弦线两侧发生方向相反的弯曲变形，外形变形严重机翼的弯曲主耍施加到机翼的梁和长桁上，而扭转变形主要施加到机翼的翼肋和蒙皮上，对一阶和二阶振动，机翼可以加强梁和长桁的强度，避免发生过大的弯曲变形，对于四阶的振动，机翼需加强翼肋或采用整体