有限元作业：机翼模型

Ansys有限元课程设计问题一：飞机机翼振动模态分析机翼模型沿着长度方向具有不规则形状，而且其横截面是由直线和曲线构成（如图所示）。

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^3一、操作步骤：1.选取5个keypoint，A（0,0,0）为坐标原点，同时为翼型截面的尖点；2.B（2，0，0）为下表面轮廓截面直线上一点，同时是样条曲线BCDE的起点;3.D(1.9,0.45,0)为样曲线上一点；4.C(2.3，0.2,0)为样条曲线曲率最大点，样条曲线的顶点；5.E(1,0.25,0)与点A构成直线，斜率为0.25；6.通过点A、B做直线和点B、C、D、E作样条曲线就构成了截面的形状。

沿Z 方向拉伸，就得到机翼的实体模型；7.创建截面如图：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^3 8.定义网格密度并进行网格划分：选择面单元PLANE42和体单元SOLID45进行划分网格求解。

面网格选择单元尺寸为0.00625，体网格划分时按单元数目控制网格划分，选择单元数目为109.对模型施加约束，由于机翼一端固定在机身上所以在机翼截面的一端所有节点施加位移和旋转约束二、有限元处理结果及分析：机翼的各阶模态及相应的变形：一阶振动模态图：二阶振动模态图：三阶振动模态图：四阶振动模态图：五阶振动模态图：命令流：/FILNAM,MODAL/TITLE,Modal analysis of a modal airplane wing /PMETH,OFF,0KEYW,PR_STRUC,1/UIS,MSGPOP,3/PREP7ET,1,PLANE42ET,2,SOLID45MP,EX,1,380012MP,PRXY,1,0.3MP,DENS,1,1.033E-3K,1,K,2,2K,3,2.3,0.2K,4,1.9,0.45K,5,1,0.25/TRIAD,OFF/PNUM,KP,1LSTR,1,2LSTR,5,1BSPLIN,2,3,4,5,,,-1,0,,-1,-0.25,, AL,1,2,3ESIZE,0.25MSHKEY,0MSHAPE,0,2DAMESH,1SAVEESIZE,,10TYPE,2VEXT,1,,,0,0,10/SOLUANTYPE,MODAL MODOPT,SUBSP,5,,,,OFF EQSLV,SPARMXPAND,5,,,,0.001 LUMPM,0PSTRES,0ESEL,U,TYPE,,1NSEL,S,LOC,Z,0D,ALL,ALLALLSEL,ALLSOLVE/POST1SET,LISTSET,FIRSTPLDI,,ANMODE,10,0.5,,0FINISH13/EXIT,ALL问题二：内六角扳手静力分析内六角扳手在日常生产生活当中运用广泛，先受1000N的力产生的扭矩作用，然后在加上200N力的弯曲，分析算出在这两种外载作用下扳手的应力分布。

第15卷增刊计算机辅助工程 V ol. 15 Supp1. 2006年9月COMPUTER AIDED ENGINEERING Sep. 2006 文章编号：1006-0871(2006)S1-0053-03机翼有限元模型振动和颤振特性分析刘成玉，孙晓红，马翔(中航第一飞机设计研究院，陕西西安 710089)摘 要：采用MSC Patran，MSC Flds建立某型飞机机翼的动力学有限元模型. 应用MSC Nastran中求解序列SOL 103对其进行固有模态分析，利用求解序列SOL 145进行颤振分析.通过分析得到该机翼的振动和颤振特性，为飞机研制提供依据.关键词：机翼；结构动力学；有限元模型；振动；颤振；MSC Nastran中图分类号：V215.34; TP391.9文献标志码：A0 引言飞机结构的振动和颤振分析需要建立结构动力有限元模型，模拟结构的刚度和惯量，从而确定飞机结构的固有动力特性. 首先采用MSC Patran建立了机翼的结构动力学有限元模型，应用MSC Flds 中的气动弹性模块建立非定常气动力计算模型，然后使用MSC Nastran进行模态分析和颤振特性分析，计算结果有待试验的进一步验证.1 机翼结构动力学有限元模型的建立在机翼静力分析有限元模型的基础上，按照机体结构传力路线进行简化，并加入质量特性，生成动力学有限元模型.1.1 质量特性的加入由于静力分析的有限元模型与动力分析模型不同，需要经过必要的修改和转换. 在熟悉静力模型各个部件所采用的有限单元和材料特性的基础上，给材料特性卡加上密度项使模型具备质量特性（质量、质心、惯量），然后再对模型进行质量估算和振动分析.利用MSC Patran软件对静力模型进行修改，首先把机翼模型拆分为8个部分，即外翼盒段、固定前缘、固定后缘、翼梢小翼、内襟翼、外襟翼、副翼和缝翼，并生成相应的模型文件；然后逐一对各个部件加入材料密度或是集中质量，使各个部件的质量特性与真实结构的质量特性尽可能一致. 系统及燃油质量，用集中质量卡（CONM2）施加于相应质心上，并用MPC元约束在主盒段上. 经过调整后的有限元模型结构质量特性与目标值是一致的.1.2 局部模态的消除将添加了质量特性的单机翼有限元模型在飞机对称面处固支，进行机翼的振动特性分析以检查是否有局部的模态存在. 通常消除局部模态所用的方法为：消去模型中一些元素（如劲力模型中的虚杆、虚板等元素），或者加上必要的约束. 经过不断修改和调整模型，使得在感兴趣的频率范围内不出现局部模态. 对于本次计算而言，感兴趣模态包括机翼一弯、机翼二弯、机翼一扭、小翼弯曲、副翼旋转等. 最后形成的机翼动力学有限元模型见图1.图 1 机翼动力学有限元模型2 模态分析将单机翼动力学有限元模型在飞机对称面处固支，应用MSC Nastran求解序列SOL 103对机翼基本设计状态（机翼油箱无油情况）进行振动模态分析，再用MSC Patran进行后处理. 各主要振动模态的计算频率值见表1；各主要振动模态的振动形态见图2～图7.54 计 算 机 辅 助 工 程 2006年表 1 机翼固有频率计算结果模态阶数模态名称 计算频率/Hz1 机翼一弯 3.332 机翼水平一弯 8.463 机翼二弯 9.404 机翼三弯 15.165 机翼一扭 19.586 小翼弯曲 22.517 机翼水平二弯 24.548 机翼二扭 27.17 9副翼旋转28.77图 2 机翼1阶弯曲模态图 3 机翼2阶弯曲模态图 4 机翼3阶弯曲模态图 5 机翼1阶扭转模态图 6 翼尖小翼弯曲模态图 7 副翼旋转模态3 颤振特性分析3.1 机翼颤振计算气动分区及网格划分应用MSC Flightloads 中的气动弹性模块，将机翼划分为6个气动分区，其中副翼、翼尖小翼单独分区；机翼的主翼面分别从内、外襟翼的分界处，襟翼、副翼分界处，副翼外边界及翼尖小翼根部划分. 机翼的气动分区及网格划分见图8.图 8 机翼气动分区及网格划分3.2 机翼基本设计状态的颤振分析应用MSC Nastran 求解序列SOL 145对机翼有限元动力模型进行变飞行高度的颤振计算. 颤振计算结果见表2，在飞行零高度下的颤振计算v-g-f 曲线见图9. 飞行高度在2 200 m 计算颤振速度V f 为324.60 m/s ，则当量颤振速度V Fdl 为：V Fd1=28.291986.0/225.1/60.324//0==ρρf V m/s 从表2和图9可见机翼颤振机理主要是以机翼一扭模态为主、机翼弯曲模态参与的耦合型颤振.表 2 机翼基本设计状态变飞行高度颤振计算结果飞行高度/m 0 2200 7300 10688 颤振速度Vf/m·s －1 296.47324.60 412.0 497.07颤振频率/Hz16.0216.00 15.91 15.85当量颤振速度/ m·s －1296.47291.28 281.62 276.15颤振机理机翼弯扭型颤振增刊 刘成玉，等：机翼有限元模型振动和颤振特性分析 55f (H z )V (m/s)图 9 机翼基本设计状态（机翼无油、飞行0高度）v-g-f 曲线4 结束语建模中往往存在某些不确定的因素，如果模型建立的比较合理，用MSC Nastran 可以给出非常接近实际的结果. 对机翼结构做动态特性分析，要做到从理论上准确计算固有频率，必须构建出一个精确的动力学有限元模型，而建模及分析的准确性，必须用试验加以验证. 在目前质量和刚度分布数据条件下，通过对机翼有限元模型的振动和颤振特性分析，可以看出机翼的颤振机理是以机翼一扭为主、弯曲模态参与的突发型颤振；基本设计状态下机翼颤振特性符合颤振包线的要求.参考文献：[1] MSC Patran User’s Manual[K].[2] MSC Nastran Quick Reference Guide[K].[3] MSC Nastran Aeroelastic Analysis User’s Guide[K].（编辑 廖粤新）。

3.2.2建立几何模型1、在给定位置生成关键点运行Main Menu>Preprocessor>Modeling>Create>Key points>In Active CS命令,在对话框的第二行中的三个框内分别输入第一点的ZX,,坐标值(0，0，0)，Y点击“Apply”，然后依次输入2~16点的坐标值。

生成的关键点。

2、生成线运行MainMenu>Preprocessor>Modeling>Create>Lines> Splines>Splines thru KPs命令，依次选择1，2，3，4，5，6，7，8，9九个点，单击“Apply”按钮,然后依次选择9，10，11，12，13，14，15，16，1九个点，单击“OK”按钮，生成线。

3、生成翼根面和翼梢面(1)运行Main Menu>Preprocessor>Modeling>Create>Areas> Arbitrary>By skinning命令,选择上下两条样条曲线，单击“OK”按钮，于是生成了翼根面。

(2)运行Main Menu>Preprocessor>Modeling>Copy>Areas命令，选择翼根面后点击“OK”，在“DX”,“DY”选项中均输入0，在“DZ”选项中输入-0.79，然后点击“OK”按钮。

(3)运行Main Menu>Preprocessor>Modeling>Operate>Scale >Areas命令，选择上一步中复制的面，单击“OK”，在第一行的空格中分别输入0.22、0.22、1，在最后一个选项中选择“Moved”选项，单击“OK”按钮。

(4)运行Main Menu>Preprocessor>Modeling>Move/Modify> Areas>Areas命令,选择上一步中缩小的面，单击“OK”，在出现的对话框中分别输入1.63、0、0，点击“OK”，完成对翼梢面的创建。

飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法随着航空工业的发展，飞机的性能要求也越来越高。

在设计过程中，为了满足性能要求并保证飞机在各种条件下的安全和可靠性，有限元分析已成为不可或缺的工具。

HyperMesh是一款常用的有限元前处理软件，可以用于进行飞机机身有限元建模。

1.准备数据在进行有限元分析前，需要准备飞机机身的几何数据。

通常情况下，飞机机身采用三维建模软件进行设计，导出的数据格式可以是STEP、IGES、CATPart等格式。

需要注意的是，数据的质量和准确性对有限元分析的结果有重要影响，因此在准备数据的过程中需要特别注意。

2.数据清理从三维建模软件中导出的数据通常包含一些无用的信息，如原点坐标、组件名称，这些信息会对有限元分析造成干扰，因此需要先进行数据清理。

清理过程中可以采用HyperMesh提供的工具或手动操作进行。

3.调整单元大小并剖分网格在进行有限元分析时，需要将物体分成很小的单元，通常根据材料的刚度、载荷的大小和形状、连续性等要素来确定单元的大小。

单元大小对计算结果有很大影响，过大会造成精度不足，过小会增加计算量。

在确定单元大小后，需要将物体进行剖分网格，HyperMesh提供了多种剖分网格工具。

4.建立边界条件和材料参数在进行有限元分析前，需要确定边界条件、材料参数等一些物理参数。

边界条件包括约束和载荷，在进行有限元分析时需要将其导入分析模型中。

材料参数包括杨氏模量、泊松比、密度等，需要在进行有限元分析前输入分析模型中。

5.检查模型在建立分析模型后，需要进行模型检查以确保模型的正确性和孔洞性。

不能出现材料的重叠或缺失，还需要检查初始状态与实际情况是否一致，若发现问题需要及时修改。

6.网格优化在进行有限元分析过程中，需要保证网格的质量，否则可能导致计算结果失真，这时需要进行网格优化。

HyperMesh提供了多种网格优化方法，如拉普拉斯平滑、QEM法等。

综上所述，HyperMesh是一款功能强大的有限元前处理软件，可以用于进行飞机机身有限元建模。

飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法随着飞机的设计和制造技术不断发展，对飞机机身的轻量化、强度和刚度的要求越来越高，这就使有限元分析技术在飞机机身设计中得到广泛的应用。

HyperMesh软件是一种广泛应用于航空航天工业的工程分析软件。

本文将介绍飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法。

1. 先期准备在建立有限元模型之前，我们需要准备尽可能全面的飞机机身设计资料，其中包括飞机机身的结构图、CAD图纸等。

并了解更加清晰的飞机机身设计及结构设计参数，方便根据设计要求进行划分，并进行建模操作。

2. 网格划分为了得到更加准确和精细的模型，需要对模型进行网格划分。

首先将模型按照几何特征进行划分，在划分的过程中，需要注意不同的细节结构，使得建模更加恰当。

同时，对于需要更加准确的模型，可以对模型进行进一步细化，以充分利用计算机的计算能力，提高模型的精细性。

3. 材料属性定义飞机机身的确切材料属性对于航空工程来说十分重要，所以，我们需要提前准备好机身的材料属性。

在进行有限元分析时，定义有限元网格中各个单元的材料属性。

不同材料的单元密度、杨氏模量、泊松比等不同，因此，正确定义不同单元的材料属性对分析结果的准确性有着重要影响。

4. 载荷和约束定义在定义完有限元网格的材料属性后，就需要进行载荷和约束的定义。

载荷可以是机身产生的风、机身振动、重力等。

通过考虑这些载荷，就可以对飞机机身进行动态分析，从而得到其更加准确的响应。

约束则是指约束结构物中某些部位的位移或旋转，例如希望某个部位不能被振动。

5. 分析和后处理当完成模型的构建、载荷和约束定义之后，我们需要将模型图输入到HyperMesh有限元分析中进行分析。

此时，程序会进行有限元分析计算，并得出模型的各种参数，如模态分析结果、动力响应等等。

分析结果经常呈现不直观，因此可视化分析结果将是一个不可少的工具。

后处理程序可以在分析结果输出后，对结果进行可视化分析处理。

飞机结构有限元建模指南英文回答:Introduction:Finite element modeling is a widely used technique in the field of aircraft structural analysis. It allows engineers to simulate and analyze the behavior of aircraft structures under various loading conditions. This guide aims to provide a step-by-step approach to building afinite element model for an aircraft structure.1. Geometry and Meshing:The first step in building a finite element model is to create the geometry of the aircraft structure. This can be done using CAD software or by manually defining the geometry. Once the geometry is created, it needs to be meshed. Meshing involves dividing the geometry into small elements, such as triangles or quadrilaterals, todiscretize the structure. The mesh should be fine enough to capture the details of the structure, but not too fine to avoid excessive computational costs.几何和网格划分：建立有限元模型的第一步是创建飞机结构的几何形状。

机翼动力学模型
机翼是飞机的重要部件之一，其设计和动力学分析对于飞机的性能和稳定性至关重要。

以下是关于机翼动力学模型的一些介绍：
机翼的动力学特性主要体现在两个方面：
- 结构整体刚度依赖不同的载荷状态而改变。

- 机翼平面形状的改变会影响到气动力的分布。

在进行结构动力学分析时，通常假设结构是在大的静变形平衡位置附近作微幅振动，因而可以沿用线性系统振动理论中的固有频率和模态的概念，这种方法称为“准模态”方法。

基于“准模态”方法，结构的振动方程仍然是线性的。

在实际应用中，可以采用集中参数的拉格朗日方程，将机体结构的自由度降到有限值，进行足够精确的近似分析。

把结构分成不连续的质量块，将有限个刚体假定连接件和它们所代替的物理结构具有相同的弹性。

机翼动力学模型的建立和分析是飞机设计和研究的重要内容之一，它对于提高飞机的性能和稳定性具有重要意义。

教程6：机翼模型的模态分析问题阐述这是一个机翼的简单模态分析。

该机翼模型沿着长度方向具有不规则形状，而且其横截面是由直线和曲线构成（如图所示）。

机翼一端固定于机身上，另一端则自由悬挂。

问题研究的目的是计算机翼的固有频率和振型。

所给条件机翼的尺寸见上图所示，材料是低密度的聚乙烯，其杨氏模量为38×103 psi，泊松比为0.3，密度为1.033×10-3 slugs/in3。

近似与假设假设机翼与机身相连的一端所有自由度完全固定。

机翼材料特性为常数并是各向同性。

使用一个体模型来构造机翼横截面的2-D模型，创建一个合理的网格并将横截面拉伸成3-D的体模型，系统会自动对体模型进行网格划分。

为了以最少的时间来创建体模型，要简化翼面2-D模型的创建操作。

为了更好地模拟翼面的形状，需要建立更多的数据点。

此外，本例中所做的离散化是相当粗糙的，即单元网格太大，因此计算结果误差也非常大。

故该练习只作为一种方法练习，其计算精度不必考虑。

交互式的求解过程1． 建立几何模型1.1 创建给定位置的关键点1．Main Menu ：Preprocessor-Modeling-CreateKeypointIn Active CS 。

2．输入关键点号1。

3．分别输入0，0，0作为关键点1的坐标值。

4．按下Apply 按钮完成第一个点的创建。

5．输入关键点号2。

6．分别输入2，0，0作为关键点2的坐标值。

7．按下Apply 按钮完成第二个点的创建。

8．输入关键点号3。

39．输入2.3，0.2，0作为关键点3的坐标值。

10．按下Apply 按钮完成第三个点的创建。

11．输入关键点号4。

12．输入1.9，0.45，0作为关键点4的坐标值。

13．按下Apply 按钮完成第四个点的创建。

14．输入关键点号5。

15．分别输入1，0.25，0作为关键点5的坐标值。

16．按下OK 按钮完成所有点的创建。

1.2 创建关键点之间的直线和曲线1．Main Menu ：PreprocessorModeling-Create4 3 2Lines-LinesStraight Line2．依次选择关键点1，2，5，1（点1在原点处）。

实现飞机机翼快速研制的有限元建模集成技术作者：航空制造工程研究所岳中第刘斌摘要：基于MSC/PATRAN的开放平台，实现了飞机数字化设计过程中的CAD/CAE的紧密集成；利用MSC/PATRAN的CAD接口技术与PCL语言，开发了飞机机翼薄壁组合结构的FEA模型程序；它能针对飞机机翼结构的特征，快速配置并修改机翼部件的有限元模型。

几种类型的翼面结构布置表明，它能有效地缩短机翼有限元建模周期，自动实现翼面结构节点的求值和单元数据的产生，使有限元模型在计算几何上更加精确于原数字化模型，实现了面向机翼快速研制集成的有限元数字化建模。

1 引言在飞机设计制造过程中，实现全寿命周期的数字化技术，已经摆在航空行业面前。

仅以飞机机翼快速研制系统集成技术为例，CAD/CAE/CAPP/CAM应用已空前普及；其中，MSC/NASTRAN发挥了巨大的作用。

机翼外形的CAD数字化模型确定之后，机翼结构的快速配置与优化需要CAD/CAE的紧密集成及FEA快速数字化建模。

但是，为了准备FEA 分析模型，实现CAD数字化模型向NASTRAN数字化模型的转化，人工工作量较大，建模周期比较长。

面对全寿命周期的数字化建模技术，对CAD/CAE的紧密集成与FEA建模自动化，又有了更高的技术要求。

“九五”期间，针对这种情况AVIC与MSC签订了技术合作开发协议“MEMORANDUM FOR JOINT DEVELOPMENT BETWEEN AVIATION INDUSTRIES OF CHINA AND THE MACNEAL－SCHWNDLER CORPORATION. June 15. 1996 ”，利用已有的预研成果，在MSC/PATRAN的PCL平台上开发了飞机的有限元建模软件--AERO_FEMP ( AEROnautical Finite Element Modeling Program )。

该建模软件，应用飞机结构特征技术，实现了CAD模型向NASTRAN模型的数字化转换。

作者简介：刘嘉（1990-），男，硕士研究生，主要研究方向为飞机结构强度设计。

收稿日期：2021-07-30随着复合材料及其成型工艺技术的快速进步，在飞机结构设计中先进复合材料的应用比例也越来越高。

相对于大型商用飞机和军机而言，通用飞机最大起飞重量、最大巡航速度和翼面气动载荷均较小，因此降低了复合材料在通用飞机上的使用难度。

新型通用飞机使用先进复合材料的比例开始逐年提升，统计数据表明，2020年复合材料在通用飞机结构设计中的使用比例高达69%，某些小型飞机的复合材料用量甚至超过了飞机总重量的90%以上。

目前复合材料成型工艺主要有手糊成型法、纤维缠绕成型法、热压罐成型法、模压成型法、喷射成型法、真空袋压成型法、RTM 成型法等等。

国内自20世纪50年代开始采用真空袋压法来制作飞机的雷达罩，70年代初又采用热压罐成型法制作碳纤维复合材料机翼后缘板和硼纤维复合材料起落架后舱门等[1]。

真空袋压法是目前在航空领域应用比较成熟的技术，通过将被压紧件用封闭的真空袋包裹起来,再对真空袋内部抽真空去气泡,使大气压力传递到被压复材件的表面,从而达到胶接固化的目的。

本文介绍了一种双发通用飞机复合材料机翼的真空袋压成型制作方法，根据制作工艺铺层设计在CATIA 软件中建立了该机翼的三维模型，在确定材料属性、气动载荷分布及其大小的基础上，利用有限元分析软件MCS.Patran 对机翼结构进行铺层设计和静力强度分析[2]，获得了机翼的应力分布及变形量的大小，为后续的静强度试验提供了数据参考。

1　机翼结构简介该通用飞机机翼为双翼梁式长方形结构，分左、右两个组件，由机翼主承力结构、翼尖小翼、外襟翼和副翼组成。

机翼主承力结构由前梁、后梁（盒形梁与工字梁的组合体）、加强肋板、后缘纵樯和上下蒙皮组成。

燃油箱为分块式油箱，分三块利用软管连接，并通过加强肋板固定在前后翼梁之间，加强肋主要用来保持机翼横截面形状和支撑上下蒙皮,以此来提高机翼在气动压力下的稳定性。

Vol. 60 No. 3工程与试验 ENGINEERING & TEST Sep.2020典型机翼结构建模与有限元分析郭俊毫（中国飞机强度研究所 民机全机静力/疲劳强度研究室，陕西西安710065）摘要:机翼是飞机上的重要部件，其主要作用是产生升力和安装起落架、布置油箱、挂载武器等。

在构造上，机翼 主要包括蒙皮和骨架结构©本文提出了一种机翼有限元混合建模方法，建立机翼有限元模型并进行强度分析，分析结果可为机翼后续优化设计提供参考。

关键词:机翼;有限元分析；混合建模中图分类号:V216.1 + 1 文献标识码:A doi ：10.3969/j.issn. 1674 -3407.2020.03.009Modeling and Finite Element Analysis of Typical Wing StructuresGuo Junhao(Aircraft Strength Research Institute of China , Civil aircraft static/fatigue strength laboratory ,Xian 710065 , Shaanxi , China )Abstract ：The wing is an important part of the aircraft , and its main role is to generate lift and install landing gear, arrangefuel tank , mount weapons and so on. The structure of the wing is mainly divided into skin and skeleton structure. A hybrid modeling method for wing finite element analysis is proposed in the paper , and finite element model is established to analyzethe strength of the wing, which provides reference for subsequent optimization design based on the analysis results.Keywords ：wing ； finite element analysis ； hybrid modeling1引言航空结构大多数是复杂的组合结构，例如，机身、机翼和起落架都是由成千上万个零件组成，力学特性复杂。

飞机机身HyperMesh有限元建模的规划方法飞机机身是一个复杂的结构，其有限元建模需要经过一系列规划方法来确定建模方案。

以下将介绍飞机机身有限元建模的规划方法。

飞机机身的有限元建模需要对整个飞机进行几何建模。

通过使用三维CAD软件，将飞机的外形进行建模，并进行必要的几何修正，以确保建模准确。

在几何建模过程中，需要考虑飞机机身的整体结构和外形，包括机身段的连接方式、机身的曲线形状等。

接下来，需要将几何模型导入到HyperMesh软件中进行有限元建模。

这个过程包括创建有限元网格、选择适当的单元类型和网格密度，以及设置边界条件和加载。

在创建有限元网格时，可以使用HyperMesh的自动网格划分功能，对整个模型进行自动划分，或者手动对重要部分进行细致划分，以确保模型的精度和计算效率。

在有限元建模过程中，需要选择适当的单元类型。

对于飞机机身来说，常用的单元类型包括六面体单元和四面体单元。

在选择单元类型时，需要考虑到模型的几何形状和应力分布情况，以及计算时间和计算资源的限制。

在设置边界条件和加载时，需要考虑到飞机机身的使用环境和加载条件。

边界条件包括固支和约束条件，用于限制机身的自由度。

加载包括静力加载和动力加载，用于模拟飞机机身在飞行和地面运行时的受力情况。

通过设置适当的边界条件和加载，可以准确模拟飞机机身的工作状态和受力情况。

在建立有限元模型后，需要进行计算和分析。

通过使用有限元分析软件，可以对飞机机身的应力分布、刚度、振动特性等进行分析和评估。

在计算和分析过程中，需要关注模型的准确性和计算效率，在保证计算结果准确的前提下，尽可能减少计算时间和计算资源的消耗。

需要对有限元模型进行验证和优化。

通过与实验数据的比较，可以验证有限元模型的准确性和可靠性。

在模型验证的基础上，可以对模型进行优化，包括减少模型的节点数、改善模型的形状和材料分布等，以提高模型的计算效率和准确性。

飞机机身的有限元建模需要经过几何建模、有限元网格划分、边界条件和加载设置、计算和分析、模型验证和优化等一系列规划方法。

机翼模型的振动模态分析何题描述：一个简化的飞机机施模型如图所示，该机克沿延翼方向为等耳度，冇关的几何尺寸见图3・】，机翼 材料的常数为：弹件•模ftE=0.26GPa,泊松比u = 03密度p=886Kg/m 3/对该结构进行振动模态的分析。

(a)飞机机児模空(b)据形的几何坐标点图1-1撮动模态分析计算模型示意图二、问题分析解答：解答：这里休小元S0LID15进行建模.并计舁机冗模型的振动模态。

建模的要点：①首先根据机翼横截面的关键点，采用连接1'〔线以及样条函数< BSPL1N >进行连接以形成一个山封闭线甬 成的向：②在生成的鹵上采用门山网格划分生成【加单元(PLANE42)：③ 设魁体单元SOLID45.采用<EXTOPT>< VEXT >进比方向的参段扩展：④ 设呂模态分析< ANTYPE,2>.采用Lanczos 方法进行求解< NB >⑤ 在后处理中.通过<SET>调出柑关阶次的模态，：⑥ 显示变形百的结构图井进行动态演/j<<PLDI><ANMODE> =给出的基丁图形界而(GUI)的交互式操作(step by step)过程如下。

(1) 进入ANSYS(设定工作Fl 录和工作文件)程序一ANSYS -^AISYS Interactive -forking directory (设直工作目录)flnitial joZe (设置匚作文件名)：lodal-Run(2) 设雀计算类型ANSYS Main Menu ： Preferences ・・f Structural —OK(3) 选抒单元类熨ANSYS Main Menu ： Prqjrocessor 一Eleient Type -*Add/Edit/Delete ~*Add —Structural solid ： Quad 4node 42 Apply f solid f Brick 8node 45—OK —Close(4) 定义材料参数ANSYS Main Menu ： Preprocessor -*Iaterial Props -^Material Models Structural f Linear 〜 Elastic -Isotroplc ：EX:0- 26E9(弹性tM^)>PRXY:0. 3(i 白松比)一OK -Density:886 -OK ^laterial 一 Exit(5) 生成几何模型ANSYS Main Menu ： Preprocessor —Modeling f Create -^KeypointIn Active CS -*X, Y, Z location:0,0,0-Apply -*X,Y,Z locati<ai:0,05,0, 0-Apply -X, Y,Z location:0,0575, 0>005, 0 - Apply f X,Y,Z locatioii:0・0475QQ1250 f Apply f X,Y,Z knatiomO.025,0X)06250 fOKANSYS Main Menu ： Preprocessor -♦Modeling -^Create f Lines —Lines f Straight Line f 依 次选择关键点1, 2,5,1 -*OKANSYS Main Menu ： Preprocessor —Modeling —Create —Lines -*Splines — Witli Options — Spline tliru KPs -依次选择关键点2, 3, 4, 5 -OK -输入以F 数tt*； XVl:^025t YVl:0,ZVl:0_-输入以下 数据 XV6: 0・025・ YV6: 0.00625, ZV6：L~ OKANSYS Main Menu ： Preprocessor -*Modeling -*Create — Areas — Arbitrary f By Lines -*选 择所有3条线B (0.05.0.0) C (0.0S75.0.005.0) D (0.047$. 0.0125.0) F (0.025,0.0WS2K.0)一OK网格划分ANSYS Man Menu： Preprocessor f Meshing — Mesli Tool global f Set Element edge length:0.00625 〜OK -Merii -Pick AU -Close -Close(点击关闭Mesh Tool工具栏)ANSYS Main Menu: Preprocessor Modeling Operate -* Extrude -* Elem Ext Opts f Element typenumba :2_SOLID45 —The No. of element divisions: 10 — OKANSYS Man Menu： Preprocessor f Modeling Operate f Extrude 一Areas —By XYZ Offset —Pick All —Offsetsfor extrusion in the Z direction:0.0,0.25 -^OK f Close(7)模型施加载荷ANSYS Utility Menu： Select Entities Elements —By Attributes —Elem type numThe element type numberQf Unselect f Apply(8)模型施加约束ANSYS Utility Menu: Select Entities Nodes —By Location f Z coordinates —The Z coordinate location:0-* From Full 〜即plyANSYS Man Menu — Preprocessor — Loads — Define Loads f Apply — Structuial — Displacement f On Nodes f Pick All f All DOF —OK f By Num/Pick f Select All f 点击Cancd(关闭窗口)(9)分析计算ANSYS Main Menu： Solution — Analyss Type —New Analysis Modal —OKANSYS Man Menu： Solution Analysis Type — Analysis Options f 点击Block Lanczos~*No. of modes to extract: 5 —No. of modes to expand: 5_-*OK —OKANSYS Main Menu： Solution f Solve Current LS —File —Close —OK —Yes —Yes f Close(Solution is done!)(10)结果显示ANSYS Main Menu： General Postproc-*Results Summary -*Close(各阶模态的频率见表7・5)。

基于数字图像相关的机翼有限元模型试验验证李湘萍;刘海淙【摘要】针对无人机机翼承载变形,传统测试系统只能提供离散、有限个数据点用于有限元模型验证的局限性,采用数字图像相关(digital image correlation,DIC)方法,测量某无人机机翼在压缩载荷作用下蒙皮表面的挠度场和应变场.基于MATLAB 最近点迭代算法,实现数值模拟与180 000个DIC数据点的线性回归分析.结果表明:三组试验测得翼尖最大位移分别为92.8 mm、89.5 mm和87.5 mm,模拟结果为86.2 mm,相对误差均在10%以内;两段分析区域的展向正应变场,平均试验结果与模拟的相关系数分别为0.88和0.87,两者吻合度良好,所建立的有限元模型合理.%Regrading the limitation of traditional measurement systems which only provide a limited number of data points at discrete positions to validate finite element (FE) models, digital image correlation (DIC) method was applied to investigate deflection field and strain field of skin surface of an unmanned-aerial-vehicle wing under compressive load.Based on MATLAB Iterative Closest Point algorithm, linear regression analysis was carried out between numerical simulations and experimental measurements with around 180 000 data points.Results show that maximum displacements of wing tip are equal to 92.8 mm, 89.5 mm and 87.5 mm, while 86.2 mm is predicted by the simulation, thus relative errors are less than 10%.The good agreement involving normal strain field in the direction of wing span is also achieved, with correlation coefficients from 0.88 to 0.87, the established FE model is rational.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2017(017)014【总页数】8页(P97-104)【关键词】机翼结构;数字图像相关;有限元模型;应变场;挠度场;线性回归分析【作者】李湘萍;刘海淙【作者单位】中国民航大学中欧航空工程师学院,天津 300300;中国民航大学中欧航空工程师学院,天津 300300【正文语种】中文【中图分类】V214.1无人机具有重量轻、良好气动性能和机动性能等优点，已广泛应用于军事、农业、景观拍摄、灾后救援等方面，在设计和制造上对其性能也提出越来越高的要求。