基于MSC.PATRAN/NASTRAN的飛機(jī)復(fù)合材料天線罩的建模及靜強(qiáng)度分析

柴洪亮?朱海兵?郭宇?董鳳武

摘 要 介紹復(fù)合材料天線罩的結(jié)構(gòu)和校核方法及建模過程，以飛機(jī)某天線罩為例進(jìn)行分析，通過對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，表明有限元建模計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)基本一致，說(shuō)明該天線罩的設(shè)計(jì)滿足強(qiáng)度要求。

關(guān)鍵詞 有限元模型；天線罩；優(yōu)化；強(qiáng)度；剛度

前言

當(dāng)前，復(fù)合材料是一種十分重要的材料，其具較強(qiáng)的可設(shè)計(jì)性、較高的比模量和比強(qiáng)度，以及優(yōu)越的力學(xué)性能，在功能結(jié)構(gòu)一體化中實(shí)現(xiàn)中較為方便，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中更是得到較好的應(yīng)用，本文采用Catia模塊及MSC.PATRAN/NASTRAN軟件對(duì)飛機(jī)典型復(fù)合材料天線罩結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元建模及計(jì)算分析，從而使其在飛機(jī)更加充分、合理的使用。

1 復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)及承載特點(diǎn)

飛機(jī)上的復(fù)合材料多采用蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，即內(nèi)外兩側(cè)面是面板，中間夾層為蜂窩，如圖1所示。面板由SW280A/3218從內(nèi)向外按一定的角度編織而成。

在計(jì)算夾層結(jié)構(gòu)的彎曲和總體穩(wěn)定性時(shí)，一般采用以下假設(shè)：

（1）蜂窩在平行面板方向的剛度為零，即：

（2）蜂窩橫向不可壓縮，即

（3）面板很?。╰1≤h，t2≤h），因而面板自身彎曲剛度可以忽略；

（4）薄板和薄殼，即夾層結(jié)構(gòu)的總厚度遠(yuǎn)比板的長(zhǎng)寬或殼的半徑??；

（5）采用線性理論。

有限元分析時(shí)，一般采用將整個(gè)夾層結(jié)構(gòu)看成特殊的復(fù)合材料壓層板，將蜂窩看成特殊的復(fù)合材料單向成。

2 罩體的有限元建模及計(jì)算分析

具體包括，坐標(biāo)系的選取；結(jié)構(gòu)的離散化；元素的選擇；約束條件的選?。惠d荷的分配；應(yīng)變矩陣的計(jì)算；剛度矩陣的建立；位移及應(yīng)力的計(jì)算。

首先，建立一個(gè)天線罩Catia曲面數(shù)模，在Catia模塊下經(jīng)過優(yōu)化處理，導(dǎo)入有限元分析模塊Pantran中完成罩體外形數(shù)據(jù)輸入，材料數(shù)據(jù)輸入，有限元網(wǎng)格劃分及載荷的分配。

其次，根據(jù)載荷的分布特點(diǎn)，對(duì)模型做進(jìn)一步優(yōu)化，保證模型施加載荷準(zhǔn)確性，并通過局部二次調(diào)配，使模型載荷與氣動(dòng)吹風(fēng)載荷誤差不大于2%。

圖2給出優(yōu)化后的罩體模型，共給出26個(gè)測(cè)壓點(diǎn)，以面載的形式施加罩體模型上。

然后，將天線罩模型與飛機(jī)全機(jī)模型相結(jié)合，天線罩與機(jī)身連接一般都通過快卸鎖和定位銷連接，一般快卸鎖承拉，定位銷承剪。根據(jù)承力特點(diǎn)采用彈簧元（CELAS2）進(jìn)行模擬。

2.1 層板強(qiáng)度校核

用霍夫曼（Hoffman）理論計(jì)算層板的極限強(qiáng)度，其失效準(zhǔn)則為：

上式左邊函數(shù)絕對(duì)值小于1為安全，計(jì)算值稱為失效指數(shù)，用字符表示。

把各元素中各單層的σ1、σ2和τ12與Xt、Xc、Yt、Yc及S代入Hoffman公式，便可得到各元素各層的失效指數(shù)ID（取絕對(duì)值）。最大失效指數(shù)ID=0.1724，ID<1，說(shuō)明罩體強(qiáng)度足夠。

2.2 蜂窩夾層剪切強(qiáng)度

蜂窩主要承受剪應(yīng)力，該工況下蜂窩最大剪應(yīng)力τxz=0.41 MPa，τyz=0.22 MPa，小于蜂窩許用剪應(yīng)力τb=0.8 MPa。說(shuō)明蜂窩強(qiáng)度滿足要求。

2.3 蜂窩夾芯上的面板起皺

蜂窩夾芯的夾層結(jié)構(gòu)，受到均勻壓縮，其面板起皺臨界應(yīng)力：

相關(guān)方程：Rx3+Ry≤1。

Rx=σx/σx，cr 。

Ry=σy/σy，cr ，y方向?qū)?yīng)于最大壓縮應(yīng)力的方向。

取應(yīng)力高的單元進(jìn)行校核，滿足相關(guān)方程，所以面板不會(huì)發(fā)生起皺。

2.4 蜂窩夾芯上面板的孔間失穩(wěn)

蜂窩夾芯上面板發(fā)生孔間失穩(wěn)臨界應(yīng)力：

按上述公式計(jì)算孔間失穩(wěn)臨界應(yīng)力455 MPa。

保守取單元最大壓應(yīng)力σx=-42.3 MPa，遠(yuǎn)小于失穩(wěn)臨界應(yīng)力說(shuō)明面板不會(huì)發(fā)生孔間失穩(wěn)。

2.5 罩體穩(wěn)定性

罩體穩(wěn)定性問題采用單獨(dú)的罩體模型在載荷工況下的屈曲分析，根據(jù)罩體結(jié)構(gòu)形式及連接情況，取罩體與機(jī)身連接點(diǎn)進(jìn)行X、Y、Z三個(gè)方向的線位移約束。根據(jù)有限元計(jì)算結(jié)果，該工況下前四階屈曲因子如下：

罩體前四階屈曲因子為：

MODE1：Factor=-2.237；MODE2：Factor=-2.393；MODE3：Factor=-2.779；MODE4：Factor=-2.957。

從上述結(jié)果看，罩體不會(huì)失穩(wěn)。

2.6 罩體的變形

罩體變形云圖見圖3，最大總變形1.859 cm（非對(duì)稱載荷工況100%極限載荷）。

3 天線罩靜力試驗(yàn)驗(yàn)證

試驗(yàn)件采用新制天線罩，罩子與機(jī)身模擬真實(shí)狀態(tài)連接，試驗(yàn)載荷為載荷專業(yè)提供的罩子風(fēng)洞試驗(yàn)吹風(fēng)數(shù)據(jù)，在非對(duì)稱載荷工況100%極限載荷作用下，試驗(yàn)件未發(fā)生塑性變形和局部破壞，除個(gè)別試驗(yàn)應(yīng)力測(cè)量點(diǎn)符合較差外，其余考核部位理論計(jì)算應(yīng)力與試驗(yàn)測(cè)量應(yīng)力符合性較好，見圖4。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文件對(duì)機(jī)身某天線罩的建模及計(jì)算校核方法進(jìn)行介紹說(shuō)明，借助試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過理論與試驗(yàn)分析比較，說(shuō)明某罩建模和計(jì)算方法是準(zhǔn)確、合理的。