当前位置：文档之家 › 复合材料SHELL181单元完全攻略

复合材料SHELL181单元完全攻略

  • 格式：wps
  • 大小：172.00 KB
  • 文档页数：6

2.2开关—各种开关的用法KEYOPT(1)Element stiffness—单元刚度：0 -- Bending and membrane stiffness (default)—弯曲和薄膜刚度（默认）1 -- Membrane stiffness only—只薄膜刚度KEYOPT(3)Integration option—积分点：0 -- Reduced integration with hourglass control (default)—用计时控制的减缩积分（默认）2 -- Full integration with incompatible modes—具有不相容模型的全积分KEYOPT(8)Specify layer data storage—指定层数储存：0 -- Store data for bottom of bottom layer and top of top layer (multi-layer elements) (default)—储存底层的底面数据和顶层的顶面数据（多层单元）（默认）1 -- Store data for TOP and BOTTOM, for all layers (multi-layer elements)—储存所有层的顶面数据和底面数据（多层单元）Note-注：Volume of data may be excessive—体积数据除外2 -- Store data for TOP, BOTTOM, and MID for all layers; applies to single- and multi-layer elements—储存顶面、底面数据以及所有层的MID；适用于单层和多层单元KEYOPT(9)User thickness option—用户厚度选项：0 -- No user subroutine to provide initial thickness (default)—不用用户子程序提供初始厚度（默认）1 -- Read initial thickness data from user subroutine UTHICK —使用用户子程序UTHICK输入初始厚度Note-注：See the Guide to ANSYS User Programmable Features for user written subroutines—关于用户子程序输出见ANSYS指南KEYOPT(10)User-defined initial stress—用户定义初始应力：0 -- No user subroutine to provide initial stress (default)—没有用户子程序提供初始应力（默认）1 -- Read initial stress data from user subroutine USTRESS —用户子程序读入初始应力Note-注：See the Guide to ANSYS User Programmable Features for user written subroutines—关于用户子程序输出见ANSYS指南。

4TK(L)Thickness at node L节点厚度L5THETA Angle of first surface direction, in degrees 第一表面方位角（用度）6ADMSUA Added mass per unit area 附加单位面质量7E11Transverse shear stiffness[2] 横向剪切刚度[2] 8E22Transverse shear stiffness[2] 横向剪切刚度[2] 9E12Transverse shear stiffness[2] 横向剪切刚度[2]10Drill Stiffness Factor In-plane rotation stiffness[1,2] 平面转动刚度[1,2]11Membrane HG Factor Membrane hourglass control factor[1,2]膜片计时控制比例因子[1,2]12Bending HG Factor Bending hourglass control factor[1,2]弯曲计时控制比例因子[1,2]（1）这些实常数的有效值是任意正数。

然而，推荐使用1和10之间的数值。

如果指定0.0，则默认值为1.0。

（2）ANSYS提供默认值。

* 如果截面定义使用命令，见SECCONTROLS。

3. SHELL181 Output DataSHELL181单元输出数据与单元有关的结果输出有两种形式：·整个节点解中的节点位移；·另外的单元输出参见Table 181.2: "SHELL181 Element Output Definitions"。

一些项在Figure 181.3: "SHELL181 Stress Output"中阐述。

KEYOPT(8)控制输出数据总和，通过层命令输到结果文件中。

层间剪切应力用在层界面计算得到的SYZ和SXZ表示。

要在POST1中输出这些应力，必须设置KEYOPT(8)=1或2。

结果输出通用的描述在Solution Output中给出。

查看结果的路径见ANSYS Basic Analysis Guide。

单元应力合成矢量(N11, M11, Q13, etc.)和单元的膜应变及曲率一样，平行于单元坐标系。

如此广义应变可使用SMISC只在单元质心选择。

横截面剪力Q13, Q23仅以合成矢量形式得到，可用SMISC,7 (or 8)。

同样，横截面剪应变γ13和γ23贯穿厚度为常数，而且只用SMISC项(分别使用SMISC,15 and SMISC,16,)得到。

SHELL181不支持广大的基本单元打印输出。

POST1提供很多综合的输出处理工具。

因此，我们推荐使用OUTRES，确保将需要的结果数据储存在数据文件中。

图181.3SHELL181壳单元应力输出x o =Element x-axis if ESYS is not supplied.为单元坐标系的X轴不提供x = Element x-axis if ESYS is supplied.为单元坐标系的X轴提供单元输出定义表使用的符号：在NAME—栏中，冒号（：）表示能用部件名路径进入的项[ETABLE，ESOL]。

O—栏表示可从文件Jobname.OUT中获得的项。

R—栏表示结果文件中获得的项。

无论O或R栏，Y表示该项总可以获得，表脚注中的数字表示该项在某种条件下可获得，a 表示该项不可获得。

SHELL181壳单元输出定义见下表：Table 181.2 SHELL181 Element Output DefinitionsName Definition O REL Element number and name单元号和名称-YNODES Nodes - I, J, K, L节点-YMAT Material number材料号-YTHICK Average thickness平均厚度-YVOLU:Volume体积-YXC, YC, ZC Location where results are reported结果报告中的位置-4PRES Pressures P1 at nodes I,J, K, L; P2 at I, J,K, L; P3 at J,I; P4 at K,J; P5 at L,K; P6 at I,L节点压力-YTEMP T1, T2, T3, T4 at bottom of layer 1, T5, T6,T7, T8 between layers 1-2, similarly for between next layers, ending with temperatures at top of layer NL(4*(NL+1) maximum)-Y1．下列应力解重现于顶部、中部和底部表面。

2．如果单元具有非线性材料，就可得到顶部、中部和底部表面的非线性解。

3．单元坐标系的应力、总应变、塑性应变、弹性应变、蠕变应变和热应变，可用输出得到（在通过厚度的所有五个截面的节点处）。

4．与a *GET项一样，只在质心处项获得。

5．只有使用OUTRES,LOCI获得。

6. 只有使用USERMAT子程序和TB,STATE获得。

7．等效应变使用有效的泊松比：对于弹性和热计算，泊松比由用户设置(MP,PRXY)；对于塑性和蠕变，其值用0.5。

8．对膜单元，选项(KEYOPT(1) = 1)不可使用。

Table 181.3: "SHELL181 Item and Sequence Numbers"列出了通过ETABLE命令利用序号途径可获得的输出。

查看ANSYS Basic Analysis Guide里的Creating an Element Table和The Item and Sequence Number Table中的更多信息。

下列符号在Table 181.3: "SHELL181 Item and Sequence Numbers"中用到：Name —在Table 181.2: "SHELL181 Element Output Definitions"中定义的输出量名Item —为ETABLE命令预定义的标签E —对于单值或常数型单元数据的序列号I,J,K,L—节点I, J, K, L处的序列号Table181.3 SHELL181 Item and Sequence Numbers表。

合集下载

ANSYS命令流学习笔记圆柱形shell单元的复合材料分析

ANSYS命令流学习笔记圆柱形shell单元的复合材料分析

! ANSYS命令流学习笔记15-圆柱形shell单元的复合材料分析!学习重点：!1、熟悉单元坐标系下的铺层当零件形状为规则圆筒时，如何进行铺层建立局部的柱坐标系，将需要铺层单元坐标设置为局部坐标系，进行铺层即可。

譬如圆筒铺层的单元坐标系要建立局部圆柱坐标系。

如果还使用笛卡尔坐标系，铺层也能进行，但是铺层方向有很大不同，求解结果也会异常。

所以划分网格时，确认单元坐标系选择，划分网格之后，检查单元坐标系情况。

确认铺层方向符合预期要求。

本例中要特别注意横向（即Y向）是否符合要求。

!2、熟悉圆面的建模和局部坐标系建立不解释!3、熟悉利用MPC施加扭矩APDL如何对一个圆周施加扭矩在圆心处建立一个节点，然后用MPC单元连接圆心节点和圆周节点，然后在圆心节点上施加一个扭矩即可。

注意将MPC单元的属性改为刚性梁。

注意这里MPC单元的利用，也是自己的一些理解。

很多细节也不知道如何在APDL实现。

!问题描述! 传动轴长度为1m，壁厚，直径，铺层共十层，角度为-45/45/-45/45/-45/45/-45/45/-45/45。

一端固定，一端圆周施加扭矩M=2000N·m。

复合材料为横向正交各向异性Ex，Ey，Ez，Vxy，Vyz，Vxz，Gxy，Gyz，Gxz分别为195e9Pa, 35e9Pa, 35e9Pa,, , , 15e9Pa, , 15e9Pa。

应力失效参数：+X:767E6Pa; -X:392E6Pa; +Y:20E6Pa; -Y:70E6Pa; +Z:30E6Pa; -Z:55E6Pa; Sxy: 41E6Pa; Syz: 30E6Pa; Sxz: 41E6Pa。

应变失效参数：+X:; -X:; +Y:; -Y:; +Z:; -Z:; Sxy: ; Syz: ; Sxz:。

!APDL命令：finish/clear/title, composite shaft/prep7et,1,shell181 !选择单元181keyopt,1,8,1 !保存每一层的数据et,2,184keyopt,2,1,1 !定义MPC184单元，利用其施加扭矩。

hypermesh技巧总结

hypermesh技巧总结

有限元仿真经验技巧总结1. 装配体接触面之间如何使节点对齐？法一：通过实体切割，产生对齐的实体轮廓线，划分网格时自动对齐。

法二：两实体通过布尔运算合并，然后切割划分网格。

法三：各自划分网格，然后节点合并（ equivalence ），然后分离（ detach ）。

法四：投影 project法五：两实体接触表面网格若不对齐，可以通过选取它们的面网格来进行节点对齐。

2. 如何删除重复的单元？首先，把重复单元节点合并；然后， tool/check elems/duplicates,save failed ；最后， delete/elems, 选择 retrieve , 即可删除重复单元。

3. 切割实体划分实体单元时，如何保证每一块都是可映射的，即可划分的？最好是保证实体每个面只有边界线，面内无其他切割实体边界线。

其次是只有一个面内有边界线。

4. 如何快速创建节点？按住鼠标左键在边界线拖动，直至边界线变亮时松开，点击就出现节点。

5. 如何镜像实体或单元？Tool/reflect, 选中实体或单元， duplicate , 镜像平面， OK.6. 对于较规则的实体，快速生成六面体单元的方法有哪些？1）对于较规则的方形体，可以在其中一面上 automesh ，然后直接 solidmap/one volume 划分。

或者由二维面网格 linear drag 生成。

2）对于可旋转的规则环形体，确定其中一面二维网格，然后 spin 。

3）对一般的六面体，需要先确定的相对面的面网格，要保证数量一致，然后通过 linear solid.7. 对于分散对称的载荷施加区域，如风机轮毂上的载荷，塔筒截面上的载荷，怎么加载简单有效？创建中心质点 Mass21 ，赋予其很小的质量，适用静力加载、小变形，不考虑转动惯量。

然后把中心质点和受力区域节点，建立柔性连接 rbe3 ，可以传递力和力矩，耦合六个自由度。

对于实体单元之间建立刚性连接 CERIG, 如螺栓与螺母之间的绑定接触，所有节点不产生相对位移，只产生刚体运动，只需耦合 3 个平动自由度，适用小变形。

ANSYS命令流学习笔记14-shell单元的铺层复合材料分析

ANSYS命令流学习笔记14-shell单元的铺层复合材料分析

! ANSYS命令流学习笔记14-shell单元的铺层复合材料分析!学习重点：!1、熟悉复合材料的材料特点工程应用中典型的复合材料为纤维增强复合材料。

玻璃纤维增强塑料（玻璃钢）、碳纤维、石墨纤维、硼纤维等高强度和高模量纤维。

复合材料各层为正交各向异性材料（Orthotropic）或者横向各向异性材料（Transversal Isotropic），材料的性能与材料主轴的取向有关。

各向异性Anisotropic，一般的各项同性材料需要两个材料参数弹性模量E和泊松比v。

而各向异性在XYZ有着不同的材料属性，而且拉伸行为和剪切行为互相关联。

定义其几何方程需要21个参数。

正交各向异性orthotropic，在XYZ有着不同的材料属性，而且拉伸行为和剪切行为无关，定义材料需要9个参数：Ex，Ey，Ez，Vxy，Vyz，Vxz，Gxy，Gyz，Gxz。

横向各向异性Transversal Isotropic，属于各向异性材料，但是在某个平面上表现出二维上的各向同性。

!2、熟悉复合材料分析所用的ANSYS单元复合材料单元关键在于能够实现铺层。

不同截面属性的梁单元（beam188, beam189, elbow290），2D对称壳单元（shell208, shell209），3D铺层壳单元（shell181, shell281, shell131, shell132），3D铺层实体单元（solid185, solid186, solsh190, solid278, solid279），均能实现复合材料的搭建。

其中Beam单元和2D对称壳单元很少使用。

SHELL91、SHELL99、SOLID46、SOLID191用于一些以前的分析教程中，但是现在这些单元已经被淘汰，最好选择下列单元区替代他们。

用越来越少的单元做越来越多的事情也是趋势。

Shell208和shell209，2D对称壳单元前者为2节点3自由度单元，后者为3节点3自由度单元，均能用于薄板和中厚板结构（L/h > 5-8）。

复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究

复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究

复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究蒋建军1何利军2何建3赵琛41.陆军装备部驻北京地区航空军事代表室 北京 100012；2.海鹰航空通用装备有限公司 北京 100018；3.陆军装备部驻株洲地区航空军事代表室 湖南株洲 412000；4.陆军装备部驻哈尔滨地区航空军事代表室 黑龙江哈尔滨 150060摘要：根据机翼设计及材料工程力学性能要求，基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。

通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证，有限元仿真分析结果与工程静力学试验结果吻合良好，满足复合材料工程力学许用值要求及机翼最大变形不大于半翼展长8%的刚度设计需求，该机翼的力学承载性能得到了充分验证。

关键词：复合材料 大后掠机翼 整体成型 有限元分析 力学试验中图分类号：V279文献标识码：A 文章编号：1672-3791(2024)01-0098-04 Research of the Design and Verification of Highly Swept-BackWings Based on the Integral Molding of Composite MaterialsJIANG Jianjun1HE Lijun2HE Jian3ZHAO Chen41.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Beijing Area, Beijing, 100012 China;2. Seahawk General Aviation Equipment Co., Ltd., Beijing, 100018 China;3.Aviation Military RepresentativeOffice of Army Equipment Department in Zhuzhou Area, Zhuzhou, Hunan Province, 412000 China;4.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Harbin Area, Harbin,Heilongjiang Province, 150060 ChinaAbstract:According to the requirements of wing design and the engineering mechanical properties of materials, this paper designs and manufactures a kind of wing structure made of the integral molding of all-composite materials which meets the requirements of engineering application based on the shape of the given wing. This paper com‐prehensively verifies the structure of the wing by the methods of finite element simulation analysis and engineering statics tests. The results of finite element simulation analysis are well consistent with the results of engineering statics tests, which satisfies the requirement of the engineering mechanical allowable value of composite materials and the stiffness design requirement that the maximum deformation of the wing is not more than the 8% of the span length of the half wing. The mechanical bearing capacity of the wing has been fully verified.Key Words: Composite materials; Highly swept-back wing; Integral molding; Finite element method; Mechanical test复合材料相较于传统的金属材料具有比强度高、比刚度高、耐腐蚀、可设计性等诸多优点，在航空航天领域中得到了广泛的应用［1-3］。