基于MSC.PATRAN/NASTRAN的飛機復合材料天線罩的建模及靜強度分析

柴洪亮?朱海兵?郭宇?董鳳武

摘 要 介紹復合材料天線罩的結構和校核方法及建模過程，以飛機某天線罩為例進行分析，通過對試驗數據的分析，表明有限元建模計算與試驗數據基本一致，說明該天線罩的設計滿足強度要求。

關鍵詞 有限元模型；天線罩；優化；強度；剛度

前言

當前，復合材料是一種十分重要的材料，其具較強的可設計性、較高的比模量和比強度，以及優越的力學性能，在功能結構一體化中實現中較為方便，在飛機結構中更是得到較好的應用，本文采用Catia模塊及MSC.PATRAN/NASTRAN軟件對飛機典型復合材料天線罩結構進行有限元建模及計算分析，從而使其在飛機更加充分、合理的使用。

1 復合材料的結構及承載特點

飛機上的復合材料多采用蜂窩夾層結構，即內外兩側面是面板，中間夾層為蜂窩，如圖1所示。面板由SW280A/3218從內向外按一定的角度編織而成。

在計算夾層結構的彎曲和總體穩定性時，一般采用以下假設：

（1）蜂窩在平行面板方向的剛度為零，即：

（2）蜂窩橫向不可壓縮，即

（3）面板很薄（t1≤h，t2≤h），因而面板自身彎曲剛度可以忽略；

（4）薄板和薄殼，即夾層結構的總厚度遠比板的長寬或殼的半徑小；

（5）采用線性理論。

有限元分析時，一般采用將整個夾層結構看成特殊的復合材料壓層板，將蜂窩看成特殊的復合材料單向成。

2 罩體的有限元建模及計算分析

具體包括，坐標系的選取；結構的離散化；元素的選擇；約束條件的選取；載荷的分配；應變矩陣的計算；剛度矩陣的建立；位移及應力的計算。

首先，建立一個天線罩Catia曲面數模，在Catia模塊下經過優化處理，導入有限元分析模塊Pantran中完成罩體外形數據輸入，材料數據輸入，有限元網格劃分及載荷的分配。

其次，根據載荷的分布特點，對模型做進一步優化，保證模型施加載荷準確性，并通過局部二次調配，使模型載荷與氣動吹風載荷誤差不大于2%。

圖2給出優化后的罩體模型，共給出26個測壓點，以面載的形式施加罩體模型上。

然后，將天線罩模型與飛機全機模型相結合，天線罩與機身連接一般都通過快卸鎖和定位銷連接，一般快卸鎖承拉，定位銷承剪。根據承力特點采用彈簧元（CELAS2）進行模擬。

2.1 層板強度校核

用霍夫曼（Hoffman）理論計算層板的極限強度，其失效準則為：

上式左邊函數絕對值小于1為安全，計算值稱為失效指數，用字符表示。

把各元素中各單層的σ1、σ2和τ12與Xt、Xc、Yt、Yc及S代入Hoffman公式，便可得到各元素各層的失效指數ID（取絕對值）。最大失效指數ID=0.1724，ID<1，說明罩體強度足夠。

2.2 蜂窩夾層剪切強度

蜂窩主要承受剪應力，該工況下蜂窩最大剪應力τxz=0.41 MPa，τyz=0.22 MPa，小于蜂窩許用剪應力τb=0.8 MPa。說明蜂窩強度滿足要求。

2.3 蜂窩夾芯上的面板起皺

蜂窩夾芯的夾層結構，受到均勻壓縮，其面板起皺臨界應力：

相關方程：Rx3+Ry≤1。

Rx=σx/σx，cr 。

Ry=σy/σy，cr ，y方向對應于最大壓縮應力的方向。

取應力高的單元進行校核，滿足相關方程，所以面板不會發生起皺。

2.4 蜂窩夾芯上面板的孔間失穩

蜂窩夾芯上面板發生孔間失穩臨界應力：

按上述公式計算孔間失穩臨界應力455 MPa。

保守取單元最大壓應力σx=-42.3 MPa，遠小于失穩臨界應力說明面板不會發生孔間失穩。

2.5 罩體穩定性

罩體穩定性問題采用單獨的罩體模型在載荷工況下的屈曲分析，根據罩體結構形式及連接情況，取罩體與機身連接點進行X、Y、Z三個方向的線位移約束。根據有限元計算結果，該工況下前四階屈曲因子如下：

罩體前四階屈曲因子為：

MODE1：Factor=-2.237；MODE2：Factor=-2.393；MODE3：Factor=-2.779；MODE4：Factor=-2.957。

從上述結果看，罩體不會失穩。

2.6 罩體的變形

罩體變形云圖見圖3，最大總變形1.859 cm（非對稱載荷工況100%極限載荷）。

3 天線罩靜力試驗驗證

試驗件采用新制天線罩，罩子與機身模擬真實狀態連接，試驗載荷為載荷專業提供的罩子風洞試驗吹風數據，在非對稱載荷工況100%極限載荷作用下，試驗件未發生塑性變形和局部破壞，除個別試驗應力測量點符合較差外，其余考核部位理論計算應力與試驗測量應力符合性較好，見圖4。

4 結束語

本文件對機身某天線罩的建模及計算校核方法進行介紹說明，借助試驗數據，通過理論與試驗分析比較，說明某罩建模和計算方法是準確、合理的。