|
摘 要：本文基于ANSYS的子模型方法对某型机翼大梁局部进行了有限元分析。通过分析计算得到大梁上局部应力集中的程度，为进一步的结构设计提供参考依据。
关键词：子模型 机翼大梁 有限元分析 应力集中
1 概述
某型无人机的机翼形式与以往的型号有很大的改变，因此有必要对机翼的整体强度重新建模进行强度校核，特别是针对机翼大梁的局部开孔处，应重点予以关注。以往对大梁上开孔处的局部应力计算是采用经验的估算方法，该方法有一定的实用性，但是针对性不强，为了比较准确地得到机翼大梁开孔处局部应力的大小和分布，可以通过有限元方法来解决。具体方法是首先建立机翼整体强度计算的模型，然后再根据整体模型计算的结果，对机翼大梁的局部重新进行详细建模（包括局部开孔等细节），通过二次应力的计算从而得到局部开孔处的应力大小和分布。
ANSYS是集前后置处理、求解器为一体的具有强大解算功能的有限元软件，使用它可以直接建立包括应力分析、电磁分析、计算流体力学和多物理场耦合分析的计算模型。ANSYS集成了很多先进技术来优化计算过程，并将其模块化，比如接触关系的模拟、子模型、子结构等。本文在机翼整体计算的基础上，采用ANSYS软件提供的子模型方法（Submodeling Technique）对机翼大梁的局部进行了二次应力分析。
2 有限元计算模型
采用ANSYS软件进行几何建模和有限元计算。具体步骤是：
2.1材料参数及约束条件
大梁的材料是航空层板，弹性模量约为15GPa，泊松比设为0.1。
因为机翼是左右对称，所以在机翼的根部端面采用了对称边界条件，并约束了机翼根部的所有平移自由度和部分转动自由度。
2.2计算机翼整体的应力分布
对机翼共划分了1544个单元，4267个节点，计算过程和普通的应力分析过程一样。计算完毕以后，需保存数据库并更改作业名，为子模型的分析做好准备。
2.3建立子模型
重新建立大梁局部的几何模型，并进行材料参数的设置和网格的划分。对大梁局部共划分了1437个单元，2667个节点。
机翼整体计算的有限元模型见图1，大梁局部的有限元模型见图2：
如图1、2中所示，对机翼大梁开孔局部区域（靠近翼身结合处的大梁前端）重新建立的模型包含了更多的细节信息，如圆孔等。这一步需要注意的是，该局部子模型与机翼整体原始模型中相对应部分应该有相同的位置，否则在后面的切割边界插值时将出现问题。
2.4切割边界、插值
将子模型切割边界上的节点写入一个文件。然后退出当前机翼大梁的子模型，恢复机翼整体计算的原始模型，进入后处理，读入计算结果。
在后处理的子模型（Submodeling）菜单中，选择位移插值（Interpolate DOF）子菜单。在这一步操作完成之后，机翼计算原始模型中对应边界处的位移就映射到了子模型切割边界上的节点上。
接下来退出机翼整体计算原始模型，重新进入子模型，选择读入刚才映射好的切割边界位移文件（文件后缀名为cbdo）。
2.5子模型分析计算
检查所有的载荷条件是否复制完毕，保存数据库并求解即可。
2.6结果检查和分析
对计算结果进行分析和比较是采用子模型技术进行结构局部应力分析重要的一步。
机翼大梁局部的von Mises等效应力云图见图3。为便于比较，将机翼整体计算的原始模型中大梁局部相应区域的应力云图并列其后，如图4：
从图3中可以看出，各孔边的应力集中程度不明显。子模型计算得到大梁局部最大等效应力为101MPa，小于材料的强度极限120MPa，可认为设计合格。进一步为准确得到孔边应力值，对大梁孔边的von Mises等效应力做了路径图，如图5、图6：
图5、图6分别是大梁上第二、第四个孔（图3中从右向左依次为第一、第二……第六孔）的孔边应力路径图。从结果来看，各个孔边的应力分布在487Pa～54MPa之间，应力集中程度不明显。
最后，对切割边界距离进行检验。经过检验两个模型在切割边界上的应力、应变，发现结果比较满意。
3 结论
采用子模型方法对结构局部进行分析，一定要确保原始模型和子模型结构相应部分在相应的位置上，否则将导致子模型计算有误甚至无法计算的结果；
子模型理论是建立在切割边界是远离应力集中区域的基础上，因此最后一定要通过比较原始模型和子模型切割边界上应力、应变等手段来进行检验，以保证切割边界的距离。
经过分析和计算得到，机翼大梁的选材和尺寸（包括开孔位置和半径大小）基本满足设计要求。
|