模型飞机机翼模态分析
ANSYS实例分析
——模型飞机机翼模态分析
问题描述
如图所示为一模型飞机机翼，其长度方向横截面形状一致，机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空自由端，试对机翼进行模态分析并显示机翼的模态自由度。
机翼材料参数：弹性模量EX=30GPa；泊松比PRXY=0.26；密度DENS=158kg/m3。
机翼几何参数：A(0，0)；B(2，0)；C(2.5，0.2)；D(1.8，0.45)；E（1.1，0.3）。
问题分析
该问题属于动力学中的模态分析问题。在分析过程分别用直线段和样条曲线描述机翼的横截面形状，选择PLANE82和SOLID45单元进行求解。
求解步骤
第一步：定义工作文件名和工作标题。定义工作文件名为wings；定义工作标题为 MODAL ANALYSIS OF A MODEL AIRPLANE WING。
第二步：定义单元类型。指定PLANE82和SOLID45单元进行求解。
第三步：定义材料性能参数。输入材料弹性模量30GPa，密度1580kg/m3，泊松比0.26。
第四步：创建几何模型、划分网格。设置视图显示方向，创建关键点编号及坐标：1（0，0，0）；2（2，0，0）；3（2.5，0.2，0）；4（1.8，0.45，0）；5（1.1，0.3，0）。点1、2生成线段，点2、3、4、5、1生成样条曲线，由线生成面。设置单元格尺寸大小为0.1，对面进行网格划分，设置单元等份数为20（如下图）。
拖拉面生成体，并显示单元（如下图）。
第五步：加载求解。进入求解器，将求解类型设置为模态分析，并设置模态分析选项，指定扩展模态数。选择节点施加位移约束，选择所有节点开始求解计算。
第六步：查看求解结果。5阶固有频率计算结果如下图所示。
五阶模态结果分别如下图所示。
1阶模态显示
2阶模态显示
3阶模态显示
4阶模态显示
5阶模态显示
基于ANSYS的机翼振动模态分析
机翼模型的振动模态分析 摘要：本文在ANSYS13.0平台上，采用有限元方法对机翼模态进行了建模和数值分析，为机翼翼型的设计和改进提供基础数据。 1.引言 高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。通过对机翼模态的分析，可以获得机翼翼型在各阶频率下的模态，得出振动频率与应变之间的关系，从而可以改进设计，避免或减小机翼在使用过程中因为振动引起的变形。 同时，通过实践和实际应用，可以掌握有限元分析的方法和步骤，熟悉ANSYS有限元分析软件的建模和网格划分技巧和约束条件的确定，为以后进一步的学习和应用打下基础。 2.计算模型 一个简化的飞机机翼模型如图1所示，机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空自由端，该机翼沿延翼方向为等厚度，有关的几何尺寸见图1。 图1.机翼模型简图 在分析过程采用直线段和样条曲线简化描述机翼的横截面形状，选取5个keypoint，A（0,0,0）为坐标原点，同时为翼型截面的尖点;B（0.05，0，0）为下表面轮廓截面直线上一点，同时是样条曲线BCDE的起点;D(0.0475,0.0125,0)为样曲线上一点。C(0.0575， 0.005,0)为样条曲线曲率最大点，样条曲线的顶点；点E(0.025,0.00625,0)与点A构成直线， 斜率为0.25。通过点A、B做直线和点B、C、D、E作样条曲线就构成了截面的形状，如图2。沿Z方向拉伸，就得到机翼的实体模型，如图1。
ANSYS实例分析-飞机机翼
ANSYS实例分析 ——模型飞机机翼模态分析 一，问题讲述。 如图所示为一模型飞机机翼，其长度方向横截面形状一致，机翼的一端固定在机体上，另一端为悬空自由端，试对机翼进行模态分析并显示机翼的模态自由度。是根据一下的参数求解。 机翼材料参数：弹性模量EX=7GPa；泊松比PRXY=0.26；密度DENS=1500kg/m3。 机翼几何参数：A(0，0)；B(2，0)；C(2.5，0.2)；D(1.8，0.45)；E （1.1，0.3）。 问题分析 该问题属于动力学中的模态分析问题。在分析过程分别用直线段和样条曲线描述机翼的横截面形状，选择PLANE42和SOLID45单元进行求解。 求解步骤：
第1 步：指定分析标题并设置分析范畴 1.选取菜单途径Utility Menu>File>Change Title 2.输入文字“Modal analysis of a model airplane wing”，然后单击OK。 3.选取菜单途径Main Menu>Preferences. 4.单击Structure选项使之为ON，单击OK。主要为其命名的作用。 第2 步：定义单元类型 1.选取菜单途径:Main Menu>Preprocessor>Elemen t Type>Add/Edit/Delete。 2.Element Types对话框 将出现。 3.单击Add。Library of
Element Types对话框将出现。 4.在左边的滚动框中单击“Structural Solid”。 5.在右边的滚动框中单击“Quad 4node 42”。 6.单击Apply。 7.在右边的滚动框中单击“Brick 8node 45”。 8.单击OK。 9.单击Element Types对话框中的Close按钮。 第3 步：指定材料性能
铝合金机翼模态分析
铝合金机翼模态分析 模态是机械结构的固有震动特性，每一个模态具有特定的固有频率、阻尼比和模态振型。这些模态参数可以由计算或试验分析取得，这样一个计算或试验分析过程称为模态分析。这个分析过程如果是由有限元计算的方法取得的，则称为计算模态分析。振动模态是弹性结构固有的、整体的特性。通过模态分析方法搞清楚了结构物在某一易受影响的频率范围内的各阶主要模态的特性，就可以预言结构在此频段内在外部或内部各种振源作用下产生的实际振动响应。因此，模态分析是结构动态设计及设备故障诊断的重要方法。本文通过有限元方法，对铝合金机翼进行模态分析，了解其振动特性。 1结构模型 铝合金是应用最为广泛的航空材料，铝合金结构具有强度高，质量小的优点，被广泛的应用于机身和机翼的设计。本次使用的铝合金型号为6061，其密度为2.8g/cm3，弹性模量为E=68.9Gpa，泊松比为0.330，机翼的结构模型如下图1所示 图1.1机翼结构模型 假定该机翼为小型无人机机翼，整个机翼由蒙皮、主梁、辅助梁、翼肋组成。该机翼是弦长为100mm，展弦比为8的矩形直机翼。蒙皮厚度为1mm，主梁厚度为2mm，位于翼型最大厚度处，辅助梁的厚度为1mm，位于后缘1/4弦长处，端肋厚度为1mm，加强肋厚度为2mm。上图给出的是半个机翼的有限元分析模型，其右端固支在机身上。 1.数学模型
机翼的无阻尼固有振动方程为： 0)(2=Φ-M K ω （2.1） 式中： 结构的固有频率；结构的特征向量矩阵； 矩阵； 结构的刚度矩阵和质量--Φ-ωM K , 结构离散化后，运动状态下，可以得到结构的动力平衡方程如下： （2.2） 上式中{P (t )}为流体力矢量，结构在空气中自由振动时，此项为零。本次分析不考虑空气动力的影响，因此结构系统在空气中的无阻尼振动方程为 0}]{[]][[][][1=++δδδ K C M (2.3) 2.机翼有限元模态分析 在对机翼模型进行模态分析之前首先要定义其材料属性为密度为2.8g/cm3，弹性模量为E=68.9Gpa ，泊松比为0.330，接着对其进行有限元网格划分，本次网格划分采用的是六面体结构化网格，网格大小为1mm ，网格数为，如图3.1-3.3所示 3.1 翼端处网格 )}({][}]{[][][1t P K C M =++δδ
飞机的气动布局与机翼的几何参数资料讲解
飞机的气动布局与机翼的几何参数
飞机的气动布局与机翼的几何参数 人类向往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。但是由于鸟类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。 而真正促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力面分开考虑，而发明了固定翼飞机。 飞机是二十世纪人类史最伟大的科学成就。是人类最快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具，在国家安全、社会和国民经济的发展中占有极其重要的地位。 当年李白受安史之乱蒙冤沦为囚犯，被流放到白帝城后，朝廷大赦天下，他立刻返舟东下，重出三峡，欣喜的心情无法言表： 朝辞白帝彩云间，千里江陵一日还。两岸猿声啼不住，轻舟已过万重山。 如果李白乘飞机，不知如何写佳作。是否同意写成如下： 朝辞白帝彩云间，千里江陵一时还。两耳风声鸣不住，轻机已过万重山。 人类要想自由飞翔，必须做到： 1、必须有良好的气动外形 2、必须有轻巧的结构 3、必须有相当的动力 4、必须达到一定的速度 5、必须有机敏的操纵机构 6、必须有导航系统 与鸟的飞行不同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有 L＝G L V ￥（升力与重力平衡） F＝D D//V ￥（推力与阻力平衡） M=0 (俯仰力矩保持守恒） 飞机产生升力必须具备的条件： （1）有空气（飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力）。此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。 （2）必须存在一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一定的相对运动，产生空气动力）。 （3）要有适当的气动外形、受力大小和飞行姿态。
ANSYS模态分析实例
高速旋转轮盘模态分析 在进行高速旋转机械的转子系统动力设计时，需要对转动部件进行模态分析，求解出其固有频率和相应的模态振型。通过合理的设计使其工作转速尽量远离转子系统的固有频率。而对于高速部件，工作时由于受到离心力的影响，其固有频率跟静止时相比会有一定的变化。为此，在进行模态分析时需要考虑离心力的影响。通过该实验掌握如何用ANSYS进行有预应力的结构的模态分析。 一．问题描述 本实验是对某高速旋转轮盘进行考虑离心载荷引起的预应力的模态分析，求解出该轮盘的前5阶固有频率及其对应的模态振型。轮盘截面形状如图所示，该轮盘安装在某转轴上以12000转/分的速度高速旋转。相关参数为：弹性模量EX＝2.1E5Mpa，泊松比PRXY＝0.3， 密度DENS＝7.8E-9Tn/mm 3。 1-5关键点坐标： 1(-10, 150, 0) 2(-10, 140, 0) 3(-3, 140, 0) 4(-4, 55, 0) 5(-15, 40, 0) L=10+（学号×0.1） RS=5 二．分析具体步骤 1.定义工作名、工作标题、过滤参数 ①定义工作名：Utility menu > File > Jobname ②工作标题：Utility menu > File > Change Title（个人学号） 2.选择单元类型 本实验将选用六面体结构实体单元来分析，但在建模过程中需要使用四边形平面单元，所有需要定义两种单元类型：PLANE42和SOLID45，具体操作如下： Main Menu >Preprocessor > Element Type > Add/Edit/Delete
①“ Structural Solid”→“ Quad 4node 42” →Apply（添加PLANE42为1号单元） ②“ Structural Solid”→“ Quad 8node 45” →ok（添加六面体单元SOLID45为2号单元） 在Element Types (单元类型定义)对话框的列表框中将会列出刚定义的两种单元类型：PLANE42、SOLID45，关闭Element Types (单元类型定义)对话框，完成单元类型的定义。 3.设置材料属性 由于要进行的是考虑离心力引起的预应力作用下的轮盘的模态分析，材料的弹性模量EX 和密度DENS必须定义。 ①定义材料的弹性模量EX Main Menu >Preprocessor > Material Props > Material Models> Structural > Linear > Elastic >Isotropic 弹性模量EX＝2.1E5 泊松比PRXY＝0.3 ②定义材料的密度DENS Main Menu >Preprocessor > Material Props > Material Models>density DENS =7.8E-9 4.实体建模 对于本实例的有限元模型，首先需要建立轮盘的截面几何模型，然后对其进行网格划分，最后通过截面的有限元网格扫描出整个轮盘的有限元模型。具体的操作过程如下。 ①创建关键点操作：Main Menu > Preprocessor > Modeling > Create > Keypoints > In Active CS 列出各点坐标值Utility menu >List > Keypoints >Coordinate only
机翼振动模态试验与颤振分析
机翼振动模态试验与颤振分析 1 引言 高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，如机翼结构的静气动弹性发散、颤振等等。这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，甚至极为有害，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。 气动弹性问题又分为静气动弹性问题和动气动弹性问题。在动气动弹性问题领域中最令人关注的是颤振问题。颤振现象是气动力、结构弹性力和惯性力三者耦合的结果。所以颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。 在对机翼进行颤振特性的数值计算时，颤振计算结果的正确性和精确性取决于机翼各阶固有振动模态的精确性。真实机翼的固有模态可以通过模态试验测得。 根据颤振数值计算过程的需要，参与计算的各阶模态必须正交，而试验测得的模态并不严格正交，且因为结构阻尼的存在，模态通常为复数。有一种处理方法是通过取幅值，把各阶模态变为实模态，然后对求得的广义质量阵、刚度阵进行修正，使其变为对角阵从而方便数值计算;另一种方法是直接建立机翼的有限元模型，通过数值计算求得固有模态(满足正交性)，但是计算所得模态的正确性需要通过模态试验进行验证。在实际工程中，通常采用第二种方法，本文也采用这种方法的思路。 本文研究对象为一个大展弦比平板机翼模型：一块半展长 1 米，弦长0.12 米，厚度1.8毫米的铝板，边界条件为根部固支。 2 模态数值分析 有限元模型作为颤振分析的基础，也是试验模态结果正确性验证的重要参考。另外根据计算所得的各阶主要模态的节线位置，可以确定传感器测量点和激振点的布放位置(尽量将激振点和测量点放置在远离各阶节线的位置，如果正好在某阶节线上，则该阶模态无法激励出或测量不到)。所以在试验前须根据实际结构建立一个能够充分反映结构质量、刚度特性的有限元模型。 使用Nastran 有限元计算软件进行根部固支状态下的振动模态计算，得到结果如表 1 所示。
基于anasys飞机机翼的模态分析报告
基于ANSYS飞机机翼的模态分析报告 设计完成日期2015年5 月4 日 目录 1项目背景 (2)
1.1 立项背景 (2) 1.2研究内容 (3) 1.3 分析方案 (3) 2有限元模型的建立及分析 (3) 2.1 建立模型 (3) 2.2 划分网格并施加约束 (4) 2．3定义分析类型 (5) 3 求解 (5) 3．1固有频率 (5) 3．2振动模态 (6) 4 有限元结果处理及分析 (7) 5结语 (7) 摘要:介绍了如何利用ANSYS软件建立飞机机翼的有限元模型。应用ANSYS软件对机翼进行特定约束条件下的振动模态分析，得到了机翼的各阶固有频率及相应的变形云图，为机翼在高空飞行时的设计和改进提供了依据。 关键词:ANSYS;机翼;有限元模型;模态分析
1项目背景 1.1 立项背景 随着航空事业的不断发展和进步，以及各国对民用飞机和军用运输机的要求不断提高，大型亚声速乃至超声速客机以及运输机已成为各军事、经济大国争先发展的项目。为了未来大型飞机的载重多、飞的更快更高程的突出特点，无疑要增大飞机的尺寸、重量和气动弹性。这将对飞机各部件的结构强度提出更高的要求，因此降低结构质量成为结构设计追求的一项重要指标，大型柔性成为很多航空结构的一个特点，这种大型柔性复杂结构极易受到外界及航空器本身扰动的影响而发生振动。 飞机机翼 大型运载火箭、导弹、大型运输机等通常对振动环境有严格的要求，强烈的振动会严重地影响各种有效载荷的正常工作，导致系统性能下降甚至失效，直接威胁航空结构的安全。这种由振动引起结构疲劳的问题也变得越来越突出。因此，研究大型柔性航空结构的振动特性，并对其进行振动控制非常重要，航空结构系统的振动抑制问题历来是航空器设计中的一个重要问题和难点。相对于固定翼飞机来说，大型飞机机翼的振动现象更为明显，而且过高的振动水平会引起机翼结构的疲劳破坏，影响机载设备的正常工作，飞行事故屡见不鲜。例如，美军驻伊拉克的空运部队在一次给C-17运输机加油过程中发生了左机翼整体断裂的恶性事故;法国的一架超军旗飞机在飞行中由于机翼折断，造成飞行员坠机身亡;美国的一架F-15战斗机在飞行中由于机动动作太大，造成右机翼断裂脱落。面对着血的教训，设计人员在不断寻找各种合理有效的计算和校核方法冈。以美国为例，从20世纪60年代初期开始进行飞机机翼振动主动控制技术的研究，至今已形成
第10章 周期对称结构的模态分析
第十章周期对称结构的模态分析 ANSYS的周期对称分析支持静力（Static）分析和模态（Modal）分析。静力分析支持线性和大变形非线性；模态分析支持带有预应力的模态分析和不带有预应力的两种，关于带有预应力的模态分析本书第九章有专门讲述。本章只讲述不带有预应力的模态分析。在静力分析和模态分析这两种分析类型中，关于模型建立部分的要求是一致的，不同的是在进行模态分析时需要指定求解的节径数以及指定对于每个节径数的求解的模态阶数。对于每个节径，ANSYS均将其作为一个载荷步。ANSYS将周期对称边界条件施加于每一载荷步，并且每求解一个载荷步（即节径）后，都将构成周期对称边界条件的约束方程删除（保留任何用户自定义的约束方程）。在静力分析中ANSYS只求解零节径，而在模态分析中默认将求解全部节径。 本章中介绍的实例依然是第7章的轮盘，包括模型和边界条件。 10．1 问题描述 某型压气机盘，见7.1节的对其描述。要求查看其低阶频率结构和振动模态。 10．2 建立模型 在周期对称分析中，在建立模型后，划分网格之前，需要指定周期对称选项。 10．2．1 设定分析作业名和标题 在进行一个新的有限元分析时，通常需要修改数据库文件名（原因见第二章），并在图形输出窗口中定义一个标题用来说明当前进行的工作内容。另外，对于不同的分析范畴（结构分析、热分析、流体分析、电磁场分析等）ANSYS6.1所用的主菜单的内容不尽相同，为此我们需要在分析开始时选定分析内容的范畴，以便ANSYS6.1显示出跟其相对应的菜单选项。 （1）选取菜单路径Utility Menu >File >Change Jobname，将弹出修改文件名(Change Jobname)对话框，如图10.1所示。
ANSYS机翼模型模态分析详细过程
机翼模型的模态分析 高空长航的飞机近年得到了世界的普遍重视。由于其对长航时性能的要求， 这种飞机的机翼采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。大展弦比和低重 量的要求，往往使这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，这些问题构成飞行 器设计和其它结构设计中的不利因素，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关 键技术。颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。通过对机翼的模态分析， 可获得机翼翼型在各阶频率下的模态，得出振动频率与应变间的关系，从而可改 进设计，避免或减小机翼在使用过程中因振动引起变形。 下图是一个机翼的简单模态分析。该机翼模型沿着长度方向具有不规则形 状，而且其横截面是由直线和曲线构成（如图所示）。机翼一端固定于机身上， 另一端则自由悬挂。机翼材料的常数为：弹性模量E=0.26GPa，泊松比m=0.3， 密度r =886 kg/m。 图1机翼模型的结构尺寸图 1、建立有限元模型 1.1定义单元类型 自由网格对模型的要求不高，划分简单省时省力。选择面单元PLANE42 和体单元Solid45 进行划分网格求解。 1.2定义材料特性 根据上文所给的机翼材料常数定义材料特性，弹性模量E=0.26GPa，泊松比 m=0.3，密度r =886 kg/m。 1.3建立几何模型并分网 该机翼模型比较简单，可首先建立机翼模型的截面，再其进行网格划分，然后对截面拉伸0.25m的长度并划分10个长度单元，而得到整个模型的网格。
图2机翼模型截面图 图3 盘轴结构的有限元模型 1.4模型施加载荷和约束 因为机翼一端固定于机身上，另一端则自由悬挂，因此对机翼模型的一端所有节点施加位移约束和旋转约束。 1.5 分析求解 本次求解了机翼模型的前五阶模态，各阶固有频率值如下
机翼模型的振动模态分析
机设1305 彭鹏程1310140521 一个简化的飞机机翼模型如图所示，该机翼沿延翼方向为等厚度。有关的几何尺寸见下图，机翼材料的常数为：弹性模量E=0.26GPa，泊松比m=0.3，密度r =886 kg/m。对该结构进行振动模态的分析。 (a) 飞机机翼模型 (b) 翼形的几何坐标点 振动模态分析计算模型示意图 解答这里体单元SOLID45 进行建模，并计算机翼模型的振动模态。 建模的要点： ⑴首先根据机翼横截面的关键点，采用连接直线以及样条函数< BSPLIN >进行连接以形成一个由封闭线围成的面； ⑵在生成的面上采用自由网格划分生成面单元(PLANE42)； ⑶设置体单元SOLID45，采用
有限元模态分析实例
ANSYS模态分析实例 5.2ANSYS建模 该课题研究的弹性联轴器造型如下图5.2： 在ANSYS中建立模型，先通过建立如5.2所式二分之一的剖面图，通过绕中轴线旋转建立模拟模型如下图5.3
5.3单元选择和网格划分 由于模型是三给实体模型，故考虑选择三维单元，模型中没有圆弧结构，用六面体单元划分网格不会产生不规则或者畸变的单元，使分析不能进行下去，所以采用六面体单元。经比较分析，决定采用六面体八结点单元SOLID185，用自由划分的方式划分模型实体。课题主要研究对象是联轴器中橡胶元件，在自由划分的时候，中间件2网格选择最小的网格，smart size设置为1，两端铁圈的smart size设置为6，网格划分后模型如图5.4。 5.4边界约束 建立柱坐标系R-θ-Z，如5-5所示，R为径间，Z为轴向
选择联轴器两个铁圈的端面，对其面上的节点进行坐标变换，变换到如图5.5所示的柱坐标系，约束节点R，Z方向的自由度，即节点只能绕Z轴线转 5.5联轴器模态分析 模态分析用于确定设计中的结构或者机器部件振动特性（固有频率和振型），也是瞬态变动力学分析和谐响应分析和谱分析的起点。 在模态分析中要注意：ANSYS模态分析是线性分析，任何非线性因素都会被忽略。因此在设置中间件2的材料属性时，选用elastic材料。 5.5.1联轴器材料的设置 材料参数设置如下表5-1： 表5.1材料参数设置 表5.1材料参数设置 铁圈1中间件2铁圈3泊松比0.30.49970.3弹性模量Mpa2E5 1.274E32E5 密度kg/m790010007900 5.5.2联轴器振动特性的有限元计算结果及说明 求解方法选择Damped方法，频率计算结果如表5-2，振型结果为图5.6： 表5.2固有频率 SET TEME/FREQ LOAO STEP SUBSTEP CUMULATIVE 140.199111 173.632122 3132.42133 4197.34144
飞机机翼模态分析实例
飞机机翼模态分析实例 模态分析实例 §1.13.1飞机机翼模态分析实例 §1.13.1.1 问题描述 该实例对一个飞机模型的机翼进行模态分析，以确定机翼的模态频率和振型。机翼沿长度方向轮廓一致，横截面由直线和样条曲线定义（如图9所示）。机翼的一端固定在机体上，另一端为自由端。机翼由低密度聚乙烯制成，相关参数如下： 杨氏模量=38×103psi泊松比=0.3密度=1.033e-3slugs/in3 图9模型飞机机翼简图 §1.13.1.2GUI方式分析过程 第1 步：指定分析标题并设置分析范畴 1.选取菜单途径Utility Menu>File>Change Title 2.输入文字“Modal analysis of a model airplane wing”，然后单击OK。 3.选取菜单途径Main Menu>Preference 4.单击Structure选项使之为ON，单击OK。 第2 步：定义单元类型 1.选取菜单途径Main Menu>Preprocessor>Element Type>Add/Edit/Delete。 2.Element Types对话框将出现。 3.单击Add。Library of Element Types对话框将出现。 4.在左边的滚动框中单击“Structural Solid”。 5.在右边的滚动框中单击“Quad4node42”。 6.单击Apply。 7.在右边的滚动框中单击“Brick8node45”。 8.单击OK。 9.单击Element Types对话框中的Close按钮。 第3 步：指定材料性能 1.选取菜单途径Main Menu>Preprocessor>Material Props>-Constant-Isotropic。Isotro pic Material Properties对话框将出现。 2.在OK上单击以指定材料号为1。第二个对话框将出现。 3.输入EX为3800。 4.输入DENS为1.033e-3。 5.输入NUXY为0.3。 6.单击OK。 第4 步：在给定的位置生成关键点 1.选取菜单途径Main Menu>Preprocessor>-Modeling-Creat>Keypoints>In Active C S。Creat Keypoints in Active Coordinate System对话框将出现。 2.输入Keypoint number（关键点号）为1，X,Y,Z位置分别为0,0,0。可用TAB键在输入区之间移动。 3.单击Apply。 4.对下面的关键点及X，Y，Z位置重复这一过程： 关键点2：2,0,0
Abaqus模态分析实验报告
（一）创建部件 1：模块：部件 2：从菜单栏中选择部件→创建，弹出创建部件对话框 名称：LIAN_FuJian 模型空间：三维 类型：可变形 形状：实体 类型：拉伸 大约尺寸：2000，为部件最大尺寸的2倍 3：点击继续，进入草绘模式，为实体拉伸绘制截面草图。4：点击创建圆工具，绘制2个同心圆。大圆直径为1000，小圆直径为400。 5：点击创建构造：圆工具，绘制一个直径为700的构造圆。 6：点击创建构造工具，创建2条构造线，一并添加固定约束。 7：点击创建圆工具，以构造圆与竖直构造线的交点为圆心，绘制一个直径为100的圆。
8：点击环形阵列工具，点选刚才创建的圆为要阵列的实体，按下鼠标中键，弹出环形阵列对话框 个数：6 总角度：360 点击确定 阵列结果如下： 9：在绘图区按下鼠标中键，弹出编辑基本拉伸对话框 类型：指定深度 深度：200 点击确定，第一个部件绘制完成 10：创建第二个部件-轴：ZHOU。 （二）装配 1：模块：装配 2：点击创建实例工具，弹出创建实例对话框 创建实例：从部件 部件：按住Ctrl选取LIAN_FuJian与ZHOU这2个部件 实例类型：非独立（网格在部件上）
点击确定，装配体如下 2：点击平移实例工具，选择ZHOU为要平移的实例，点击完成。输入平移向量的起始点（0，0，0），回车；输入平移向量的终点（0，0，100），回车。再点击确定，平移后的装配体如下 3：点击合并/切割实例工具，弹出合并/切割实体对话框。部件名：ASM 运算：合并-几何 原始实体：禁用 相交边界：删除 点击继续，选择待合并的实例，框选整个模型，点击完成。4：在模型树下删除LIAN_FuJian-1和ZHOU-1 5：由于在接下来的分析中只需要用到ASM部件，故可以将LIAN_FuJian和ZHOU删除。 模块：部件 点击部件管理器工具，选中LIAN_FuJian和ZHOU，删除。
模态分析实例 1 平板中央开孔模型的模态分析
这些实例包括两个问题： 1. 平板中央开孔模型的模态分析： –一步一步地描述了如何进行模态分析； –既可以由学员自己来练习这个问题，也可以由老师把这个问题作为范例来讲。 2. 对模型飞机机翼进行模态分析： –这个问题留给学员做练习。 细节部分请参考动力学实例分析补充材料。 为了方便大家学习，这里给出具体操作过程，供大家参考。 1. 平板中央开孔模型的模态分析： 说明： 确定一个有孔方板的前 10 阶频率。假设约束板在孔边缘的径向位移。板的材料为铝，属性如下： –弹性模量 E = 10 x 106 psi –密度ρ = 2.4 x 10-4 lbf-sec2/in4 –泊松比μ = 0.27
操作过程： 1. 清除数据库并读入文件plate.inp 以创建几何模型和网格。 2. 定义材料属性
Preprocessor > Material Props > Material Models… ? 依次双击： –… Structural … Linear … Elastic … Isotropic ? EX = 10e6 (弹性模量，单位psi) ? PRXY = 0.27 (泊松比) ? OK –… Structural … Density ? DENS = 2.4e-4 (密度，单位：lbf-sec2/in4) ? OK 退出材料对话框。 3. 进入/Solution，选择模态分析： Solution > New Analysis…选择Modal，然后OK。
4. 设置分析选项： Solution > Analysis Options… 使用Block Lanczos 方法(默认) 抽取10 个模态；扩展10 个模态 可计算单元结果…按OK 在下一个对话框中接受默认设置
机翼模型分析实例
南昌航空大学实验报告 课程名称：CAD/CAE软件应用实验名称：机翼模型分析实例 指导老师评定：签名： （一）实验目的： 1.进一步熟悉应用ANSYS对实体进行受力分析。 2.对机翼进行模态分析，观察分析机翼的应力，应变情况。 （二）实验要求： 1.对机翼进行实体建模，并对其进行加载计算。 2.扩展模态再次进行计算，并进行结构后处理。 （三）实验内容： /PREP7 ET,1,PLANE182 ET,2,SOLID185 MPDATA,EX,1,,3800 MPDATA,PRXY,1,,0.3 MPDATA,DENS,1,,1.033E-3 K,1,0,0,0, K,2,2,0,0, K,3,2.3,0.2,0, K,4,1.9,0.45,0, K,5,1,0.25,0, LSTR, 1, 2 LSTR, 5, 1 FLST,3,4,3 FITEM,3,2 FITEM,3,3 FITEM,3,4 FITEM,3,5 BSPLIN, ,P51X, , , , ,-1,0, 0,-1,-0.25,0, FLST,2,3,4 FITEM,2,1 FITEM,2,3 FITEM,2,2 AL,P51X ESIZE,0.25,0, MSHKEY,0 CM,_Y,AREA ASEL, , , , 1 CM,_Y1,AREA CHKMSH,'AREA' CMSEL,S,_Y AMESH,_Y1 CMDELE,_Y CMDELE,_Y1 CMDELE,_Y2 ESIZE,0,10, TYPE, 2 MAT, 1 REAL, ESYS, 0 SECNUM, FLST,2,1,5,ORDE,1 FITEM,2,1 VEXT,P51X, , ,0,0,10,,,, FINISH /SOL ANTYPE,2 MODOPT,LANB,5 EQSLV,SPAR MXPAND,5, , ,0 LUMPM,0 PSTRES,0 MODOPT,LANB,5,0,0, ,OFF ESEL,U,TYPE,,1 NSEL,S,LOC,Z,0 FLST,2,26,1,ORDE,2 FITEM,2,1 FITEM,2,-26 D,P51X, , , , , ,ALL, , , , , ALLSEL,ALL MXPAND,5,0,0,0,0.001, SOLVE FINISH /PREP7 FINISH /POST1 /VIEW,1,1,2,3 /ANG,1 /REP,FAST FINISH /SOL FINISH /POST1 SET,LIST SET,FIRST PLDI, , ANMODE,10,0.5, ,0 /TITLE,肖曾 12061210 SET,NEXT PLDI, , ANMODE,10,0.5, ,0 /TITLE,肖曾 12061210 SET,NEXT PLDI, , ANMODE,10,0.5, ,0 /TITLE,肖曾 12061210 SET,NEXT PLDI, , ANMODE,10,0.5, ,0 /TITLE,肖曾12061210
机翼模态分析实验-命令流
《机翼模态分析实验》 实验目的 1、使学生深化对机械系统有限元仿真的认识； 2、培养学生的工程分析能力。 一、 实验内容 对飞机机翼完成几何建模、单元划分、约束处理、外载处理、参数设定、计算设定以及结果分析等完整的固有频率分析过程。 p A B F F X Y Y X Z D(1.9,0.45,0)E(1,0.25,0) B(2,0,0) C(2.3,0.2,0)A B E C D 图—1 二、 实验步骤 1、定义标题和设置参数 (1) Menu>选择菜单Utility File>Change Title 。 (2) 输入文本“Modal analysis of a model airplane wing ”，单击。 (3) 选择菜单Main Menu>Preferences 。 (4) 选中“Structural ”选项，单击。 2、定义单元类型 (1) 选择菜单Main Menu>Preprocessor>Element Type>Add/Edit/Delete ，弹出【Element Types 】窗口如图2。
(2)单击，弹出【Library of Element Types】对话框如图3。 图3 【Library of Element Types】对话框 (3)在左侧的滚动框中选择“Structural Solid”。 (4)在右侧的滚动框中选择“Quad 4node 42”。 (5)单击。 (6)在右侧的滚动框中选择“Brick 8node 45”，单击。 (7)单击关闭窗口。 1.定义材料性质 (1)选择菜单路径Main Menu>Preprocessor>Material Props>Material Models，打开 【Define Material Model Behavior】材料属性对话框如图4。
ANSYS模态分析实例和详细过程
均匀直杆的子空间法模态分析 1.模态分析的定义及其应用 模态分析用于确定设计结构或机器部件的振动特性(固有频率和振型)，即结构的固有频率和振型，它们是承受动态载荷结构设计中的重要参数。同时，也可以作为其它动力学分析问题的起点，例如瞬态动力学分析、谐响应分析和谱分析，其中模态分析也是进行谱分析或模态叠加法谐响应分析或瞬态动力学分析所必需的前期分析过程。 ANSYS的模态分析可以对有预应力的结构进行模态分析和循环对称结构模态分析。前者有旋转的涡轮叶片等的模态分析，后者则允许在建立一部分循环对称结构的模型来完成对整个结构的模态分析。 ANSYS提供的模态提取方法有:子空间法(subspace)、分块法(block lancets),缩减法(reduced/householder)、动态提取法(power dynamics)、非对称法(unsymmetric),阻尼法(damped), QR阻尼法(QR damped)等，大多数分析都可使用子空间法、分块法、缩减法。 ANSYS的模态分析是线形分析，任何非线性特性，例如塑性、接触单元等，即使被定义了也将被忽略。 2.模态分析操作过程 一个典型的模态分析过程主要包括建模、模态求解、扩展模态以及观察结果四个步骤。 (1).建模 模态分析的建模过程与其他分析类型的建模过程是类似的，主要包括定义单元类型、单元实常数、材料性质、建立几何模型以及划分有限元网格等基本步骤。 (2).施加载荷和求解 包括指定分析类型、指定分析选项、施加约束、设置载荷选项，并进行固有频率的求解等。 指定分析类型，Main Menu- Solution-Analysis Type-New Analysis,选择Modal。 指定分析选项，Main Menu-Solution-Analysis Type-Analysis Options，选择MODOPT(模态提取方法〕，设置模态提取数量MXPAND. 定义主自由度，仅缩减法使用。 施加约束，Main Menu-Solution-Define Loads-Apply-Structural-Displacement。 求解，Main Menu-Solution-Solve-Current LS。 (3).扩展模态 如果要在POSTI中观察结果，必须先扩展模态，即将振型写入结果文件。过程包括重新进入求解器、激话扩展处理及其选项、指定载荷步选项、扩展处理等。 激活扩展处理及其选项，Main Menu-Solution-Load Step Opts-Expansionpass-Single Expand-Expand modes。 指定载荷步选项。 扩展处理，Main Menu-solution-Solve-Current LS。 注意:扩展模态可以如前述办法单独进行，也可以在施加载荷和求解阶段同时进行。本例即采用了后面的方法 (4).查看结果 模态分析的结果包括结构的频率、振型、相对应力和力等
练习：模态分析
练习1．计算图示弹簧—质量系统自由振动的频率。 已知：弹簧拉压刚度K=100N/m，质量大小m=25Kg。 1．定义文件名及分析标题 ⑴ Utility Menu→File→Change Jobname… ⑵Utility Menu→File→Ch ange Title… 2．定义单元类型 Main Menu→Preprocessor→Element Type→Add/Edit/Delete ⑴定义单元类型1为MASS21：在单元类型库的左侧表中选Structural Mass，右侧表中选mass 21→OK，回到Element Type对话框，单击Options按钮，在MASS21 element type options窗口中选择Rotary inertia options K3为：2-D w/o rot iner，OK。 ⑵定义单元类型2为COMBIN14：在单元类型库的左侧表中选Combination，右侧表中选Spring-damper 14。同样，为该单元设置Options选项，在COMBIN14 element type options窗口中选择DOF for 1D behavior K2设置为Longitude UY DOF，OK。 3．定义实常数 Main Menu→Preprocessor→Real Constants→Add/Edit/Delete 为MASS21单元定义实常数1：输入质量MASS=25 为COMBIN14单元定义实常数2：输入弹簧刚度K=100 4．创建几何模型 ⑴Main Menu：Preprocessor→Modeling→Create→Keypoints→In Actice CS，定义关键点1(0,0,0), 2(0,-1,0)。 ⑵Main Menu：Preprocessor→Modeling→Create→Lines→Straight Line，连接点1-2，生成线L1。 5．定义单元属性、划分单元网格 ⑴Main Menu：Preprocessor→Meshing→MeshTool，在Element Attributes的下拉列表中选KeyPoints，→Set，选择关键点2，OK，将单元类型编号1 MASS21及实常数组编号1赋给该点；同样，在Element Attributes的下拉列表中选Lines，→Set，选择线L1，OK，将单元类型编号2 COMBIN14及实常数组编号2赋给线L1。 ⑵ Main Menu：Preprocessor→Meshing→MeshTool 划分点单元：在MeshTool 的第四栏“Mesh:”中选择KeyPoints，单击Mesh按钮，拾取关键点2，OK。 划分线单元：在MeshTool 的第三栏Size Controls中单击Lines对应的Set按扭，选择线L1,OK，在弹出的设置单元尺寸对话框中输入单元划分数NDIV=1，OK，回到MeshTool对话框，单击Mesh,选择线L1,OK。存盘。 6．加约束 对关键点1施加固定支撑边界条件，对关键点2施加UX支撑边界条件。 Main Menu：Solution→Define Loads→Apply→Structural→Displacement→On Keyoints，拾取关键点1，OK，约束All DOF→Apply；再拾取关键点2，OK，仅约束UX→OK。 7．求解（执行模态分析） ⑴选择模态分析类型：Main Menu：Solution→Analysis Type→New Analysis，选中Modal，OK。 ⑵设置模态分析选项：Main Menu：Solution→Analysis Type→Analysis Options，设置下列选项： ·模态提取方法：Mode extraction method 中选择Block Lanczos
【ANSYS算例】机翼模型的振动模态分析
【ANSYS 算例】7.4(1) 机翼模型的振动模态分析(GUI) 一个简化的飞机机翼模型如图7-4所示，该机翼沿延翼方向为等厚度。有关的几何尺寸见图7-4，机翼材料的常数为：弹性模量0.26GPa E =，泊松比0.3m =，密度3886kg/m r =。对该结构进行振动模态的分析。 (a) 飞机机翼模型 (b) 翼形的几何坐标点 图7-4 振动模态分析计算模型示意图 解答 这里体单元SOLID45进行建模，并计算机翼模型的振动模态。 建模的要点： ⑴ 首先根据机翼横截面的关键点，采用连接直线以及样条函数< BSPLIN >进行连接以形成一个由封闭线围成的面； ⑵ 在生成的面上采用自由网格划分生成面单元(PLANE42)； ⑶ 设置体单元SOLID45，采用