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2013-08-10 by:廣州Ansys應(yīng)用推廣中心 來(lái)源:仿真在線
ANSYS對(duì)導(dǎo)彈尾翼的三種加載方法分析
尾翼是導(dǎo)彈上的一個(gè)重要部件,它在導(dǎo)彈飛行的過(guò)程中產(chǎn)生升力以克服重力,保證導(dǎo)彈有良好的操縱性和穩(wěn)定性,一旦實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)飛行。如果尾翼沒(méi)有足夠的強(qiáng)度,一旦在飛行的過(guò)程中發(fā)生失效,導(dǎo)彈就會(huì)喪失穩(wěn)定性,發(fā)生掉彈現(xiàn)象。因此研究尾翼的強(qiáng)度具有重要的意義。
導(dǎo)彈在飛行中作用于尾翼上的載荷有:空氣動(dòng)力和尾翼重力。在這些載荷的作用下,尾翼會(huì)產(chǎn)生彎曲、扭轉(zhuǎn)等變形。由于尾翼自身的重力相對(duì)于作用其上的上升力很小,因此在分析的過(guò)程中通常忽略重力作用的影響,并假定作用于尾翼翼面的空氣動(dòng)力是均勻分布的,用作用于質(zhì)心的集中力來(lái)模擬翼面的受力情況。根據(jù)圣維南原理:在物體的任一小部分上作用一個(gè)平衡力系,則該平衡力系在物體內(nèi)所產(chǎn)生的應(yīng)力分布僅局限于該力系作用的附近區(qū)域,在離該區(qū)域的相當(dāng)遠(yuǎn)處,這種影響便急劇減小。根據(jù)尾翼的受力狀態(tài),我們比較關(guān)心翼梢處的位移和翼根處的應(yīng)力。對(duì)于高速飛行的導(dǎo)彈,為了獲取很好的氣動(dòng)外形,一般尾翼展弦比很小,并且翼面上受到的力很不均勻,因此用作用于壓心的集中力來(lái)模擬翼面的受力會(huì)使得計(jì)算結(jié)果跟實(shí)際相差很大,不能真實(shí)反映翼面的受力和變形情況。本文利用ANSYS軟件對(duì)尾翼翼面的受力情況采用三種加載方式進(jìn)行了分析,即壓心集中力加載、分塊面力加載和分塊集中力加載。取翼梢處的位移和翼根處的Mises應(yīng)力進(jìn)行比較。
一、問(wèn)題描述
本文以某導(dǎo)彈的尾翼為例進(jìn)行分析。該導(dǎo)彈共有六片整體式實(shí)心尾翼,尾翼截面呈對(duì)稱六角形,間隔60度焊接在彈身上。此處取一片進(jìn)行分析。圖1為尾翼處于水平狀態(tài)時(shí)載荷分布圖。
圖1尾翼載荷分布圖
此時(shí)作用在尾翼上的氣動(dòng)力最大,圖中所示每個(gè)小塊上的數(shù)值是該小塊面積上總的氣動(dòng)力,力的方向沿Z軸負(fù)向。由此可計(jì)算出作用在整個(gè)翼面上的氣動(dòng)力
,
,若每小塊的壓心坐標(biāo)為
,因此整個(gè)翼片的壓心坐標(biāo)為:
本文著重以三種不同的加載方法即壓心集中力加載、分塊面力加載和分塊集中力加載,說(shuō)明不同的加載方法得出的結(jié)果是不同的,甚至差別很大。本文僅對(duì)尾翼在最大氣動(dòng)力作用下的情況進(jìn)行靜力分析,取翼梢處Z向的位移和翼根處的Mises應(yīng)力進(jìn)行比較。
二、有限元分析
有限元方法是將整體離散為單元,無(wú)限自由度問(wèn)題有限化的一種數(shù)值計(jì)算方法。它隨著計(jì)算機(jī)的發(fā)展而迅速發(fā)展起來(lái)。目前有很多商用有限元軟件,如ANSYS、Nastran、Marc等。本文采用ANSYS軟件進(jìn)行分析。無(wú)論哪種軟件都遵循以下步驟:(1)有限元建模:建立問(wèn)題的物理模型,然后根據(jù)要解的問(wèn)題和物理模型選取單元,對(duì)物理模型劃分網(wǎng)格,將整體離散為單元。(2)求解:首先對(duì)有限元模型施加邊界條件,包括力和位移(在結(jié)構(gòu)分析中),然后求解。(3)后處理:有限元軟件中提供很多后處理方法,利用這些方法可以求出感興趣的物理量,并與材料的許可值或工程要求值進(jìn)行比較,從而判斷是否滿足要求。
1.有限元建模
在用ANSYS進(jìn)行有限元分析時(shí),單元類型選擇的好壞直接影響到計(jì)算結(jié)果的精度和正確性。由于實(shí)際模型通常比較復(fù)雜,因此在進(jìn)行有限元分析時(shí),通常在保證模型正確性的基礎(chǔ)上對(duì)其進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化。由于該尾翼沿展向的厚度變化均勻,變化率只有2.86%,并且翼面的長(zhǎng)寬方向與厚度方向的比例很大,因此可選用Shell93結(jié)構(gòu)殼單元。Shell93單元是3-D8節(jié)點(diǎn)殼單元,在每個(gè)節(jié)點(diǎn)上有6個(gè)自由度。
2.三種加載方法比較
對(duì)具體問(wèn)題的簡(jiǎn)化不僅包括對(duì)幾何形狀的簡(jiǎn)化,還包括邊界條件的簡(jiǎn)化。導(dǎo)彈在飛行過(guò)程中,作用在翼面上的氣動(dòng)力非常復(fù)雜,在傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)中通常將其簡(jiǎn)化為作用于壓心的集中力。這樣導(dǎo)致結(jié)構(gòu)偏于笨重,對(duì)于減小航天器的惰性質(zhì)量極為不利。特別當(dāng)展弦比較小時(shí),壓心距翼根和翼梢很近,壓心集中力加載的方法必然引起很大的誤差,甚至是錯(cuò)誤。隨著有限元技術(shù)的發(fā)展,計(jì)算機(jī)可以模擬非常復(fù)雜的邊界條件,并能在較短的時(shí)間內(nèi)給出問(wèn)題的解答,大大降低了計(jì)算周期,提高了計(jì)算精度。下面就三種加載方法進(jìn)行比較分析。
方法1:壓心集中力加載。首先對(duì)翼面進(jìn)行映射網(wǎng)格劃分,然后用ANSYS提供的命令Node取出翼面壓力中心處節(jié)點(diǎn)號(hào),在該節(jié)點(diǎn)處施加集中力,翼根處約束x,y,z方向的平移和轉(zhuǎn)動(dòng),求解。方法2:分塊面力加載。首先,將翼面按照給出的載荷分布的情況用坐標(biāo)平面分成小塊,然后進(jìn)行映射網(wǎng)格劃分,將題目中給出的力折合成每個(gè)面上的壓強(qiáng),分別對(duì)每個(gè)小面施加面載荷,對(duì)翼根處施加約束,求解。方法3:分塊集中力加載。首先,對(duì)翼面進(jìn)行映射網(wǎng)格劃分,然后用Node命令取出圖1中每個(gè)小塊的壓力中心處節(jié)點(diǎn)號(hào),將題目中給出的力施加到這些節(jié)點(diǎn)上,對(duì)翼根處施加約束,求解。
表1三種加載方法的比較結(jié)果
由表1可知,方法1得到的最大位移在壓心線上翼梢處,最大應(yīng)力在壓心處,最大位移和應(yīng)力都較后兩種方法大,且位置不同。方法2和方法3得到的結(jié)果非常接近,最大位移量偏差2.98%,而最大應(yīng)力值偏差只有1.89%,并且最大位移和最大應(yīng)力出現(xiàn)的位置也極為接近,最大位移出現(xiàn)在翼梢處,而最大應(yīng)力出現(xiàn)在翼根處,跟實(shí)際實(shí)驗(yàn)情況是一致的。利用ANSYS提供的路徑定義方法,定義兩條路徑:翼梢處(y=35mm處)和翼根處(y=0mm處)。將翼梢處的位移和翼根處的應(yīng)力分別映射到該兩條路徑上。圖2為翼梢處Z向位移的比較結(jié)果。圖3為翼根處Mises應(yīng)力比較結(jié)果。(為清楚地顯示方法2和方法3的差異,在翼根兩端應(yīng)力差異保持不變的情況下,將其他數(shù)值差異放大了10倍)。
圖2 翼梢處Z向位移比較結(jié)果圖
圖3 翼根處Mises應(yīng)力比較結(jié)果圖
由圖2和圖3可知,方法1與其他兩種方法得到的翼梢的位移和翼根的應(yīng)力分布相比差別很大,而方法2和方法3得到的位移值和應(yīng)力值都非常吻合。
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