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基于惯性释放的某型无人直升机有限元分析

 摘要: 

  基于慣性释放理论,对某型无人直升机的整机强度和刚度进行仿真。与传统计算方法相比,惯性释放法能有效避免边界条件对结构传力路径的影响,更加精确地反映结构的真实应力情况。根据直升机的结构和载荷特点,总结虚约束的施加方法,使结构的变形状况更加直观、真实。该方法可以为相似结构直升机的刚度分析提供参考。
关键词:
无人直升机; 惯性释放; 虚约束; 强度; 刚度
中图分类号: V2111.47
文献标志码: B
Finite element analysis on unmanned helicopter
based on inertia relief
LU Linhua, JIANG Nianzhao, WANG Kexuan, ZHANG Xun
(Nanjing Research Institute of Simulation Technology, Nanjing 210016, China)
Abstract:
The strength and stiffness of a unmanned helicopter is simulated based on inertia relief theory. Compared with the traditional calculation method, the influence of boundary conditions on transmission path of structure can be avoided by inertia relief method. The real stress situation of structure can be reflected more accurately. According to the structure and load characteristics of the helicopter, a method of applying virtual constraint is summarized, which makes the structure deformation more visually and exactly. The method can provide reference for the stiffness analysis of the helicopters with similar structure.
Key words:
unmanned helicopter; inertia relief; virtual constraint; strength; stiffness
收稿日期: 2017-12-25
修回日期: 2018-01-22
作者简介:
路林华(1989—),男,山东济宁人,工程师,硕士,研究方向为无人直升机的振动与强度分析,(E-mail)[email protected]
0 引 言
强度和刚度是直升机设计的基本要素,整机强度和刚度是否满足要求,直接影响直升机的飞行安全。因此,对直升机的强度和刚度进行准确分析是直升机设计过程中十分重要的环节。
在通常情况下,对稳定状态中的结构进行静力分析需要足够的约束,使结构处于静定或超静定状态,即结构不存在刚性位移,否则计算求解会因为矩阵奇异而失败。在实际情况中,很多在工作状态下的结构存在刚性位移,甚至处于自由状态的物体,比如轨道中的卫星、航行中的舰船、飞行中的飞机等。对于这些结构的静力分析主要有近似约束和惯性释放2种方法。前者是人为假定一种约束条件,使结构满足静力分析的条件,可通过简单的试验验证,应用较广泛。然而,假定约束并没有实际的物理意义,约束带来的反作用力会改变结构真实的传力路径,引起应力集中、变形失真等问题,并且假定约束的施加往往依赖工作经验,不满足结果唯一性的要求。惯性释放法将结构恒定加速的状态视为一致稳定状态,将结构惯性力视为结构的外部载荷,与原有载荷达到一种“平衡”,施加虚约束使结构达到静力分析的要求。由于外部载荷处于平衡状态,虚约束不产生结构作用反力,因此不会对结构的传力路径造成影响,计算结果可以真实地反映结构的应力和变形。
惯性释放是有限元分析软件中的高级应用,在航空航天、船舶、车辆等领域[1]有诸多应用。简帮强[2]应用惯性释放法,消除刚性约束形成的刚化效应,实现泵车关键部件的拓扑优化设计。陈召涛等[3]在气动弹性计算中应用惯性释放法解决飞行器难以约束的问题,提升计算结果的精度。张少雄等[4-5]将惯性释放法应用于邮轮、潜艇的强度校核,避免近似约束带来的应力集中问题。相对而言,惯性释放法在直升机方面的应用还较少。
本文介绍惯性释放法的原理,详细推导惯性释放原理在有限元分析中的实现过程;以某型无人直升机为研究对象,对比分析惯性释放法和假定约束方法的计算结果;根据直升机的结构和特点,总结使结构的变形状况更加直观、真实的虚约束施加方法。
1 惯性释放法在有限元中的实现
如果将惯性载荷视为一种外部载荷,那么结构在恒定加速度状态下,其外部载荷不变,惯性载荷也不会发生变化,该状态可称为“静力平衡”状态。[6-7]
对于n个节点的有限元模型,结构在各方向的合载荷可表示为
FH=Fx
Fy
Fz
Mx
My
Fz=ni=1fx,i
ni=1
fy,i
ni=1fz,i
 
 ni=1mx,i
ni=1my,i
ni=1mz,i
(1)
式中:f和m分别为载荷集中力和力矩;i表示第i个节点;x、y和z均为载荷方向。
以结构重心为目标,外部载荷在重心位置的等效载荷可表示为
FHC=Ft
Mr (2)
式中:Ft为集中力载荷,Mr为集中力矩。Ft与原载荷中的集中力一致。
Ft=Ft,x
F
t,y
Ft,z=ni=1fx,i
ni=1fy,i
ni=1fz,i (3)
集中力矩Mr分为2部分:一部分是原载荷中的力矩;另一部分是原载荷中的集中力相对结构重心产生的力矩。
Mr=Mx
My
Mz=ni=1mx,i+ni=1(-fy,iΔzi+fz,iΔyi)
ni=1my,i+ni=1(-fz,iΔxi+fx,iΔzi)
ni=1mz,i+ni=1(-fx,iΔyi+fy,iΔxi) (4)
式中:Δxi、Δyi、Δzi分別为第i个节点距离结构重心的坐标差值。
若结构整体质量为m、相对重心的结构惯性矩矩阵为I,则结构整体的平动加速度at和转动加速度ar可表示为
at=at,x
at,y
at,z=Ft,x/m
Ft,y/m
Ft,z/m (5)
ar=ar,x
ar,y
ar,z=I-1Mx
My
Mz (6)
第i个节点上的加速度向量为
ai=at,i
ar,i=at+ri×ar
ar=at,x,i
at,y,i
at,z,i
ar,x
ar,y
ar,z (7)
式中:ri为第i个节点到重心的坐标矢量。第i个节点上的惯性载荷为
 
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