ANSYS对导弹尾翼的三种加载方法分析

发布日期:[08-11-30 21:14:33] 浏览人次:[]

法比较

对具体问题的简化不仅包括对几何形状的简化,还包括边界条件的简化。导弹在飞行过程中,作用在翼面上的气动力非常复杂,在传统的设计中通常将其简化为作用于压心的集中力。这样导致结构偏于笨重,对于减小航天器的惰性质量极为不利。特别当展弦比较小时,压心距翼根和翼梢很近,压心集中力加载的方法必然引起很大的误差,甚至是错误。随着有限元技术的发展,计算机可以模拟非常复杂的边界条件,并能在较短的时间内给出问题的解答,大大降低了计算周期,提高了计算精度。下面就三种加载方法进行比较分析。

方法1:压心集中力加载。首先对翼面进行映射网格划分,然后用ANSYS提供的命令Node取出翼面压力中心处节点号,在该节点处施加集中力,翼根处约束x,y,z方向的平移和转动,求解。方法2:分块面力加载。首先,将翼面按照给出的载荷分布的情况用坐标平面分成小块,然后进行映射网格划分,将题目中给出的力折合成每个面上的压强,分别对每个小面施加面载荷,对翼根处施加约束,求解。方法3:分块集中力加载。首先,对翼面进行映射网格划分,然后用Node命令取出图1中每个小块的压力中心处节点号,将题目中给出的力施加到这些节点上,对翼根处施加约束,求解。
ANSYS软件提供了丰富的后处理方法:云图法、列表法、定义单元表法等,此外也可以通过定义路径查看某一路径上的结果信息。本文利用列表法和定义路径的方法对以上三种加载方法的结果进行了比较分析。表1是列表法求得的三种加载方法的比较结果。

表1三种加载方法的比较结果

由表1可知,方法1得到的最大位移在压心线上翼梢处,最大应力在压心处,最大位移和应力都较后两种方法大,且位置不同。方法2和方法3得到的结果非常接近,最大位移量偏差2.98%,而最大应力值偏差只有1.89%,并且最大位移和最大应力出现的位置也极为接近,最大位移出现在翼梢处,而最大应力出现在翼根处,跟实际实验情况是一致的。利用ANSYS提供的路径定义方法,定义两条路径:翼梢处(y=35mm处)和翼根处(y=0mm处)。将翼梢处的位移和翼根处的应力分别映射到该两条路径上。图2为翼梢处Z向位移的比较结果。图3为翼根处Mises应力比较结果。(为清楚地显示方法2和方法3的差异,在翼根两端应力差异保持不变的情况下,将其他数值差异放大了10倍)。

图2 翼梢处Z向位移比较结果图

图3 翼根处Mises应力比较结果图

由图2和图3可知,方法1与其他两种方法得到的翼梢的位移和翼根的应力分布相比差别很大,而方法2和方法3得到的位移值和应力值都非常吻合。

三、结论

以上比较结果表明:(1)压心集中力加载法虽然加载方法简单,但其结果不能反应真实危险点的位置和最大的应力值,不能正确反映结构的受力和变形情况。(2)理论上讲,分块面力加载是对尾翼载荷分布最近似模拟,但这种方法在实际操作中比较复杂。(3)分块集中力加载得到的结果跟分块面力加载法得到的结果非常接近,并且这种方法操作非常简单。特别是对弧形翼进行分析时,由于在ANSYS中施加面载荷时,力与加载面是垂直的,分块面力加载会更加困难;集中力加载则可以对力的方向进行定义,因此更加灵活方便。因此,建议实际加载时选择分块集中力加载。

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