Исходные геометрические характеристики элементов крыла и схема его нагружения. Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции. Построение конечноэлементной модели и расчет ее устойчивости в Buckling Options. Перемещение лонжеронов крыла.
В ходе работы необходимо подобрать эквивалентные конечно-элементные модели для проектирования поясов и стенок лонжеронов, поясов и стенок нервюр, обшивки, которые позволят решать задачу расчета напряженно-деформированного состояния и проектирования со значительным уменьшением затрат труда и времени, по сравнению с ручными расчетами.Исходные геометрические характеристики элементов крыла и схема его нагружения для первого варианта приведены на рисунке 1. Рисунок 1.1-Конструктивно-силовая схема крыла В таблицах 1.1 и 1.2 приведены материалы из которых изготовлены элементы крыла и схемы их армирования. Таблица 1.1 - Свойства материаловПостроена модель крыла в программе трехмерного моделирования SOLIDWORKS, модель показана на рисунке 2.1 Для того, чтобы импортировать трехмерную деталь в программу COSMOS для расчета на прочность, необходимо разбить крыло на четырехкромочные элементы, изменить систему координат, изменить в настройках программы единицы измерения - выбрать мм, см. рисунок 2.2. Сохранить модель в формате ".igs", предварительно выставив в пункте параметров-изображение поверхности "COSMOS". Загрузить модель в программу COSMOS, предварительно поставив в пункте выбора программ SOLIDWORKS. После этого в окне "Element Group" вводится номер типа элементов, в окне "Element Group" - выбирается тип элемента, а далее водятся опции этого типа элементов (их описание содержится в библиотеке элементов).Выбираем типы конечных элементов из библиотеки пакета для каждой зоны конструкции (EG): - BEAM3D - пространственный балочный элемент (используем для полок лонжерона, металлических деталей);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.Задание геометрических постоянных (RC) производится перед генерированием сетки конечных элементов для конкретного геометрического примитива, который конвертируется в конечноэлементную модель. Выписываем номера кривых отвечающие за полки лонжеронов, стенки лонжеронов, полки нервюр, стенки нервюр и обшивку.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. Генерация сетки на поверхностях (SF) производится как: Meshing ® Auto Mesh ® Surfaces. В данном случае генерация сетки конечных элементов производится по размеру элемента, причем размер элемента принимается равным 20 мм.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; Нагружение конечноэлементной модели давлением по поверхностям производится следующим образом: Loads BC ® Structural ® Pressure ® Define by Region. При этом в окне задания давлений вводятся: - номер начального региона;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. В результате полученных данных по расчету на прочность и устойчивость были скорректированы параметры лонжеронов и обшивки крыла. Новые параметры представлены в таблице 3.1Расчет устойчивости конечноэлементной модели производится следующим образом: Analysis ® Frequency/Buckling ® Run Buckling, предварительно в Buckling Options задав метод S:Subspase iteration. Далее на рисунках 3.6 - 3.9 изображены результаты расчета устойчивости конструкции. 3.6 - Коэффициент запаса устойчивостиВ данной работе был проведен статический анализ, и расчет устойчивости крыла, после проведения последнего было установлено, что условие прочности для исходной конструкции выполняется.
План
Оглавление
ВВЕДЕНИЕ
1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
2. ПОСТРОЕНИЕ КОНЕЧНОЭЛЕМЕНТНОЙ МОДЕЛИ
2.1 Построение геометрической модели
2.2 Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции
2.3 Задание геометрических характеристик элементов
2.4 Построение конечноэлементной модели
2.5 Закрепление и нагружение модели
3. АНАЛИЗ ИСХОДНОЙ КОНСТРУКЦИИ
3.1 Статический анализ
3.2 Расчет устойчивости
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Вывод
В данной работе был проведен статический анализ, и расчет устойчивости крыла, после проведения последнего было установлено, что условие прочности для исходной конструкции выполняется. Коэффициент учитывающий запас прочности равен . Также был посчитан коэффициент запаса устойчивости . Масса конструкции увеличилась почти в два раза и составила 9,943кг.
Список литературы
крыло лонжерон нагружение модель
1. В.В. Кириченко. Расчет на прочность элементов конструкций из композиционных материалов. - Учебное пособие по курсовому проектированию. - Харьков: Харьк. авиац. институт, 1997. - 201с.
Размещено на .ru
Вы можете ЗАГРУЗИТЬ и ПОВЫСИТЬ уникальность своей работы
