Размещено на http://www.allbest.ru/

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

ВВЕДЕНИЕ

Целью данного курсового проекта является расчет крыла ЛА в среде COSMOS/M. 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.

В конструкциях современных летательных аппаратов, где задача снижения массы стоит особенно остро, актуальным и перспективным является изготовление силовых элементов, таких как лонжероны крыла и оперения, элероны, рули, каркас пола и др., из композиционных материалов. Учитывая широкий диапазон и специфику применения композиционных материалов, решение ряда задач, к которым относятся обеспечение прочности и устойчивости элементов конструкции и конструкции в целом, силовое взаимодействие с другими элементами конструкции и др., представляется достаточно сложно осуществимым вручную. Однако при правильном подборе соответствующей модели данное решение не только существенно упрощается, но и позволяет получить комплексные результаты и сравнить поведение одних и тех же элементов, выполненных из различных материалов или одного и того же материала, армированного под различными углами.

1. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

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 материалов

Таблица 1.2 - Схемы армирования

2. ПОСТРОЕНИЕ КОНЕЧНОЭЛЕМЕНТНОЙ МОДЕЛИ

2.1 Построение геометрической модели

Для того чтобы выполнить данную задачу был выполнен следующий алгоритм:

1. Построена модель крыла в программе трехмерного моделирования SolidWorks, модель показана на рисунке 2.1

Рисунок 2.1-- Трехмерная модель крыла

2. 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 сохраненный " .igs" файл в новом окне и перед загрузкой в окне параметров указать - не сшивать поверхности. Сохранить файл.

Рисунок 2.2-- Трехмерная модель разбитая на четырехкромочные элементы.

3. Создать новый файл в программе COSMOS. Загрузить модель в программу COSMOS, предварительно поставив в пункте выбора программ SolidWorks. В меня "Status" выделить галочкой регионы, затем удалить поверхности высокого порядка и обновить. Для удобства редактирования сохраняем файл с расширением ".ses" как ".txt", в результате при запуске каждый раз одного и того же файла с расширением ".gen" не будет удалятся и перезаписываться информация.

Рисунок 2.3-- Модель крыла загруженная в программу COSMOS

4. Выставить допуск слияния точек (Geometry-Points-Merge Tolerance-0.001м). Переименовать все кривые и точки (Geometry-Curves/Points-Editing-Compress). Отобразить все точки (Edit-Plot-Curves) и переписать номер точек. В случае наложения номеров друг на друга использовать определение кривой (Geometry-Curves-Editing-Identify).

2.2 Выбор типа конечных элементов

Задание типа конечных элементов (EG) производится перед генерированием сетки конечных элементов для конкретного геометрического примитива, который конвертируется в конечноэлементную модель. При этом соответствующий номер EG должен быть активизирован (Control Activate Set Entity).

Задание типа конечных элементов (EG): PropSets Element Group. 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);

- SHELL3L - трехузловой многослойный оболочечный элемент с изгибными и мембранными свойствами для пространственного анализа. Может задаваться до 50 слоев, каждый слой может иметь различные характеристики изотропного или ортотропного материала (используем для обшивки и стенок лонжеронов).

Таблица 2.1 - Выбор типа конечных элементов для деталей крыла

2.3 Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции

Задание свойств материала производится следующим образом:

(MP): PropSets Material Property. 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. Согласно заданию для балочных элементов задаем свойства первого материала 1(МР1) (табл.1.1 материал №1), для оболочечных элементов используем материал 2 (МР2) (табл.1.1 материал №2)

2.4 Задание геометрических характеристик элементов

Задание геометрических постоянных (RC) производится перед генерированием сетки конечных элементов для конкретного геометрического примитива, который конвертируется в конечно-элементную модель. При этом соответствующий номер RC должен быть активизирован (Control Activate Set Entity). Выписываем номера кривых отвечающие за полки лонжеронов, стенки лонжеронов, полки нервюр, стенки нервюр и обшивку. В данной программе лонжероны и нервюры будем моделировать с помощью балочного элемента BEAM3D. Однако, в результате импорта модели крыла, разбитого на четырехкромочные поверхности, COSMOS распознает модель как модель состоящую из регионов. Так как регионы не объединены между собой, то они создают между собой не одну кривую а две. Поэтому определить номер кривой (любой из двух) можно только путем "подсвечивания" (Geometry-Curves-Editing-Identify). Данные номера необходимы для разбития элементов на конечные элементы.

2.5 Построение конечно-элементной модели

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. После этого в окне задаются:

- начальная линия;

- конечная линия;

- шаг;

- средний размер элемента;

- количество узлов в элементе;

- точка для определения главной оси в трехузловых элементах.

Генерация сетки на поверхностях (SF) производится как: Meshing Auto Mesh Surfaces. После этого в окне задаются:

- начальная поверхность;

- конечная поверхность;

- шаг;

- опция генерации (по размеру элемента или по числу элементов).

В данном случае генерация сетки конечных элементов производится по размеру элемента, причем размер элемента принимается равным 20 мм.

После создания и редактирования конечноэлементной модели нужно слить совпадающие узлы (Meshing Nodes Merge).

На рисунке 2.4 показана построенная конечно-элементная модель для данной работы

Рис. 2.4 - Конечно-элементная модель крыла

2.6 Закрепление и нагружение модели

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;

- вид закрепления;

- величина перемещений (по умолчанию ноль);

- номер конечной точки;

- шаг точек;

- виды других перемещений в этих узлах.

Рисунок 2.5 -Закрепление крыла

Нагружение конечно-элементной модели давлением по поверхностям производится следующим образом: Loads BC Structural Pressure Define by Region. При этом в окне задания давлений вводятся:

- номер начального региона;

- величина давления в начале поверхности;

- номер конечного региона;

- шаг регионов;

- направление приложения давления (по нормали к поверхности, по осям).

Распределение давления по плоскостям показано на рис. 2.6

Рисунок 2.6 - Нагружение крыла

3. АНАЛИЗ ИСХОДНОЙ КОНСТРУКЦИИ

3.1 Статический анализ

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. 3.1 - 3.3

Рис. 3.1 - Результат статического расчета

Рис. 3.2 - Результат расчета на устойчивость

Рис. 3.3 - прогиб крыла

В результате полученных данных по расчету на прочность и устойчивость были скорректированы параметры лонжеронов и обшивки крыла. Новые параметры представлены в таблице 3.1

Таблица 3.1 - Схемы армирования

После проведения расчета получены следующие данные:

Рис. 3.4 - Результат статического расчета

Определим коэффициент учитывающий запас прочности:

По результатам расчета видно, что конструкция не потеряет свою несущую способность при приложении максимальной нагрузки.

Определим массу конструкции:Control Measure Find mass property Mass

Рис. 3.5 - Деформация крыла

3.2 Расчет устойчивости

Расчет 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.

Рис. 3.6 - Коэффициент запаса устойчивости

Рис. 3.7 - Перемещение лонжеронов крыла

Рис. 3.8 - Общее перемещение крыла

Рис. 3.9 - Угол закручивания крыла

По результатам проведенного расчета следует то, что условие устойчивости для данной конструкции выполняется.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

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 ИСПОЛЬЗОВАННОЙ 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 Allbest.ru