Расчет крыла ЛА в среде Сosmos/m
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
ля обшивки и стенок лонжеронов).
Таблица 2.1 - Выбор типа конечных элементов для деталей крыла
№ЭлементEGТип КЭMPRC1Полки лонжеронов 1BEAM3D 11,22Стенки лонжеронов 2SHELL3L233Бортовая нервюра (полки)3BEAM3D3 (1)43Стенка нервюры4SHELL3L4 (2)54Обшивка5SHELL3L5(2)6
2.3 Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции
Задание свойств материала производится следующим образом:
(MP): PropSets Material Property. После этого в окне "Material Property Set" вводится номер материала, в окне "Material Property Name" - выбирается соответствующее свойство, а в окне "Property Value" вводится его значение. Согласно заданию для балочных элементов задаем свойства первого материала 1(МР1) (табл.1.1 материал №1), для оболочечных элементов используем материал 2 (МР2) (табл.1.1 материал №2)
2.4 Задание геометрических характеристик элементов
Задание геометрических постоянных (RC) производится перед генерированием сетки конечных элементов для конкретного геометрического примитива, который конвертируется в конечно-элементную модель. При этом соответствующий номер RC должен быть активизирован (Control Activate Set Entity). Выписываем номера кривых отвечающие за полки лонжеронов, стенки лонжеронов, полки нервюр, стенки нервюр и обшивку. В данной программе лонжероны и нервюры будем моделировать с помощью балочного элемента BEAM3D. Однако, в результате импорта модели крыла, разбитого на четырехкромочные поверхности, COSMOS распознает модель как модель состоящую из регионов. Так как регионы не объединены между собой, то они создают между собой не одну кривую а две. Поэтому определить номер кривой (любой из двух) можно только путем "подсвечивания" (Geometry-Curves-Editing-Identify). Данные номера необходимы для разбития элементов на конечные элементы.
.5 Построение конечно-элементной модели
После построения геометрической модели, выбора типа элементов (EG), задания свойств материала элементов (MP) и геометрических характеристик (RC) производится разбиение геометрического объекта (или его части) на конечные элементы, при этом тип элементов должен соответствовать типу геометрического объекта: одномерные элементы создаются на линиях (CR); двумерные - на поверхностях (SF). Кроме того, перед генерацией сетки на части геометрического объекта (или объекте) должны быть активными соответствующие тип элементов (EG), свойства материала элементов (MP) и геометрические характеристики (RC).
Генерация сетки на линиях (CR) производится как: Meshing Auto Mesh Curves. После этого в окне задаются:
начальная линия;
конечная линия;
шаг;
средний размер элемента;
количество узлов в элементе;
точка для определения главной оси в трехузловых элементах.
Генерация сетки на поверхностях (SF) производится как: Meshing Auto Mesh Surfaces. После этого в окне задаются:
начальная поверхность;
конечная поверхность;
шаг;
опция генерации (по размеру элемента или по числу элементов).
В данном случае генерация сетки конечных элементов производится по размеру элемента, причем размер элемента принимается равным 20 мм.
После создания и редактирования конечноэлементной модели нужно слить совпадающие узлы (Meshing Nodes Merge).
На рисунке 2.4 показана построенная конечно-элементная модель для данной работы
Рис. 2.4 - Конечно-элементная модель крыла
.6 Закрепление и нагружение модели
Необходимо закрепить крыло как показано на рис. 1.1, т.е. нужно наложить ограничения на все перемещения и повороты вдоль осей Х и Z.
Закрепление узлов производится следующим образом: Loads BC Structural Displacement Define by Point, при этом в окне задания перемещений узлов вводятся:
номер начальной точки;
вид закрепления;
величина перемещений (по умолчанию ноль);
номер конечной точки;
шаг точек;
виды других перемещений в этих узлах.
Рисунок 2.5 -Закрепление крыла
Нагружение конечно-элементной модели давлением по поверхностям производится следующим образом: Loads BC Structural Pressure Define by Region. При этом в окне задания давлений вводятся:
номер начального региона;
величина давления в начале поверхности;
номер конечного региона;
шаг регионов;
направление приложения давления (по нормали к поверхности, по осям).
Распределение давления по плоскостям показано на рис. 2.6
Рисунок 2.6 - Нагружение крыла
3. АНАЛИЗ ИСХОДНОЙ КОНСТРУКЦИИ
.1 Статический анализ
Статический расчет конечноэлементной модели производится следующим образом: Analysis Static Run Static Analysis.
После проведения расчета конструкции с начальными параметрами поперечных сечений и структурой оказалось, что конструкция не выдерживает. Это подтверждается на рис. 3.1 - 3.3
Рис. 3.1 - Результат статического расчета
Рис. 3.2 - Результат расчета на устойчивость
Рис. 3.3 - прогиб крыла
В результате полученных данных по расчету на прочность и устойчивость были скорректированы параметры лонжеронов и обшивки крыла. Новые параметры представлены в таблице 3.1
Таблица 3.1 - Схемы армирования
Поз.Конструктивный элементСтруктураМатериал1Лонжерон №1Полки (b= 40мм)[050]1стенка[458 /-458 /-458 /458]22Лонжерон №2Полки (b= 40мм)[080]1стенка[458 /-458 /-458 /458]23Лонжерон №3Полки (b= 40мм)[050]1стенка[458 /-458 /-458 /458]24,5Верхняя панель, Нижняя панель[904 /453 /-453 /-453 /453 /904]26Бортовая нервюраПояс (b= 40мм)[016]1стенка[0/90 /45 /-45 /-45 /45 /90 /0]27Концевая нервюра[45 /-45 /-45 /45]2