基于MSCNastran的全机平衡计算

摘 要：基于飞机在飞行中所处的动平衡状态,求解飞机的运动方程并得到每个节点的载荷.在此基础上利用惯性释放进行全机平衡求解,最后根据计算结果对机翼的计算位移值和试验值进行对比分析.

关 键 词：全机结构；平衡计算；惯性释放

中图分类号：V212.13文献标志码：B

0引言

飞机在飞行时处于“全自由”状态,但对其进行有限元静力分析计算时,不能处理为全自由结构.一般情况下,在进行有限元静力分析时,需做2点检测设：（1）结构计算模型中没有机构；（2）不允许有刚体运动.若上述2条中任意一个不成立,则用常规的有限元方法分析时,刚度矩阵奇异,导致求解失败或得到不正确的结果.[1]

在进行飞机结构静强度计算时,外载荷（包括气动载荷、地面载荷/水面载荷、发动机载荷等）非常复杂,且由于飞机是复杂的空间结构,有限元模型中节点数和单元数十分庞大（达到十万级）,载荷计算的累积误差使得寻求一个完全平衡的外载荷力系的工作刻不容缓.

在上述情况下,施加合理的边界条件变得非常重要,因为约束点或多或少会影响（改变）结构的真实受力/传力.边界条件对于计算结果有非常大的影响,而边界条件的确定取决于对结构受力和变形状态的判断以及分析者的经验,其中,人为因素较多.也可以根据St.Venant原理,由于约束点距离最关心的部位较远,对应力分布计算结果的影响较小,但这只是工程处理问题的一个方法,毕竟得到的结构不甚合理[1].

飞机受力非常复杂,一般而言,研究机身或机翼,可约束机身机翼接头；研究尾翼,可增加机身过渡段并约束.在工程范围内可以接受,但不是非常合理,因此,应用MSCNastran中的一个高级应用——惯性释放,来消除人为约束带来的不合理.惯性释放的前提是全机载荷需配平,或接衡（该误差非常小,工程上可以忽略）.

根据选取的载荷,计算状态和飞机飞行姿态参数,并计算气动载荷分布和惯性载荷分布,分别将其积分,得到全机各个方向总的气动力和力矩以及总的惯性力和力矩,分别按照飞机纵、侧、横等3个方向对气动载荷进行修正,使得全机各个方向的总力和总力矩为0,从而得到全机平衡状态下的载荷分布.

1节点气动力

气动力网点上的载荷向有限元节点上的转换,主要遵循静力等效和传力路线不变的原则.静力等效原则保证总载荷和总压心不变,传力路线不变主要保证载荷的真实传递,特别是在相邻部件交接区,如翼面与舵面之间.

3利用惯性释放进行全机平衡计算

鉴于上述全机平衡载荷力系,为寻求不加约束的求解计算,采用MSCNastran的一个高级应用——惯性释放.即把惯性力考虑进去后,外力是平衡的,允许对完全无约束的结构进行静力分析.不论飞机飞行、着陆或着水时,任意一个时刻飞机外载荷与惯性力为一个平衡力系,其对于飞机结构强度的有限元计算具有非常大的意义.

如果结构上作用有一个自平衡力系,即使完全不受约束的全自由结构,也会产生应力；但此时在结构上任意一点进行约束,得到的支反力应等于0.简单地说,就是用结构的惯性力平衡外力,即尽管结构没有约束,分析时仍检测设其处于一种“静态”的平衡状态.采用惯性释放功能进行静力分析时,只需要对一个节点进行6个自由度的约束（虚支座）,针对该支座,MSCNastran计算在外力作用下每个节点在每个方向上的加速度,然后将加速度转化为惯性力,再反向施加到每个节点上,由此构造一个平衡力系（支座反力等于0）,求解得到的位移描述所有节点相对于该支座的相对运动[1].

飞机受数值计算的累积误差影响,要得到一个完全自平衡的力系非常困难.但可以通过静力平衡的方法构造一个自平衡力系,mdVdt等于F（13）

mdLdt等于M（14）如气动力压心的计算误差,用全机惯性力来消除.由于误差不是很大,并且通过全机各处的惯性力分布均匀消除,在工程上是可接受的,该方法的最大好处是全机平衡方便[2].

MSCNastran中提供2种方式进行惯性释放：一种是PARAM,INREL,-2,没有固定的参考点,按照结构质量加权平均位移为0的准则进行位移计算；另一种是PARAM,INREL,-1,还需要填写SUPPORT或SUPPORT1卡片,定义的SUPPORT点是位移参考点[4].

本文以某轻型水陆两栖飞机静强度计算为例,说明全机平衡、惯性释放（采用PARAM,INREL,-2）在飞机结构计算中的应用.

4实例计算及与试验对比

4.1实例计算

5结束语

通过全机载荷配平,利用MSCNastran的高级应用——惯性释放,进行全机平衡求解,计算得到的位移与根据全机静力试验测得机翼的位移吻合.由此,在全机结构静强度计算中,应用惯性释放功能可行.它既可以消除边界条件对计算结果的影响,也可对全机有限元分析自动进行调整平衡[1],在全机载荷配平的情况下,计算结果符合实际的应力状态.该方法在飞机结构静强度计算中有广泛的应用前景.