某机翼部件巡航状态下的受力分析.doc

目 录1 绪论 11.1 机翼受力分析的目的和意义 11.2 机翼受力分析要解决的问题 11.3 对机翼结构进行传力分析的基本方法 22 气动升力的计算 22.1 机翼的功用与要求 22.1.1 机翼的功用 2 2.1.2 机翼的设计要求 2 2.2 机翼的外载特点32.2.1 机翼的外载有以下三类32.2.2 机翼的总体受力42.3 机翼结构的典型元件与典型受力型式62.4 机翼的外形参数 92.4.1 翼型的几何参数 92.4.2 机翼的几何特性 112.5 翼型气动力的基本计算理论 132.5.1 气动特性公式 152.6 对于具体弹翼的气动力的计算 193 有限元分析 263.1 有限元的发展史 263.2 有限元的概述 263.3 有限元的基本思想与特点 273.3.1 有限元分析的特点 273.3.2 有限元分析的基本思想283.4 有限元法的基本步骤 283.5 对机翼进行具体的分析 314 结论 37参考文献38致谢 401 绪论1.1 机翼受力分析的目的和意义机翼主要用于产生升力，因此满足空气动力方面的要求是首要的。机翼除保证升力外，还要求阻力尽量小。机翼的气动特性主要取决于其外形参数，这些参数在总体设计时己经确定；结构设计应从强度、刚度、表面光滑度等各方面来保证机翼气动外形要求的实现，所以机翼结构设计的一个问题就是怎么才能保证机翼在飞行过程中的气动外形1。对于机翼，在外形、装载和连接情况己定的条件下，重量要求是机翼结构设计的主要要求，具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求，又尽可能轻的结构来。当飞机在高速飞行时，很小的变形就可能严重恶化机翼的空气动力性能；刚度不足还会引起颤振和操纵面反效等严重问题。值的注意的是：随着飞行速度的提高，机翼所受载荷增大；然而由于减小阻力等空气动力的需要，此时机翼的相对厚度却越来越小，再加上后掠角的影响，致使机翼结构的扭转刚度、弯曲刚度越来越难保证，这些都将引起机翼在飞行中变形的增加。因此对于高速飞机，为满足机翼的气动要求，刚度问题必须足够重视2。然而也正是由于上述原因，此时解决好机翼的最少重量要求与强度、刚度要求之间的矛盾将更为困难3。1.2 机翼受力分析要解决的问题：机翼受力分析的主要目的是：运用软件，采用有限元分析的办法，通过给机翼加载其在巡航状态下所受的各种力，来分析机翼各部件所受的力以及它们在这些力的作用下的变形，根据结果来修改机翼的结构设计，以达到既能保证机翼在飞行时的气动外形又能合理设计机翼结构的目的。通过机翼的受力分析，我们还能够根据变形结果合理的设计出各个部件的最佳几何尺寸，最终解决机翼最少重量要求与强度、刚度要求之间的矛盾。 机翼结构受力分析主要的研究手段为有限元分析。为了使有限元分析的结果比较准确的接近现实，就必须较好的完成以下两个工作。（1）较为准确的绘制机翼的三维几何模型，本文采用UG进行绘图。（2）在利用有限元分析时，要想得到比较接近现实的结果。就必须比较准确的加载机翼在巡航状态下所受的各种载荷。对于机翼我们可以把其看作为悬壁梁来处理，同时分析机翼接头的受力情况。1.3 对机翼结构进行传力分析的基本方法：（1）对实际结构合理简化，略去次要元件和次要部分。从而使在传力分析中，降低结构的静不定度数，成为静定的或只有一两度静不定的结构。（2）对结构中各元件之间的连接关系了解清楚，并合理简化铰接、固接等集中连接或分散连接的典型连接形式。（3）从结构的初始外载开始，依次取出各个部分或元件成为分离体，按它们各自的受力特性合理简化成典型的受力构件；并根据与该部分结构相连的其他构件的受力特性及它们相互间的连接，由静力平衡条件，确定出各级分离体上的“外载”和支承力，并画出各构件的内力图。这样，通过各级分离体图既可了解力在结构中的传递过程，又可知道各构件的传力功用和大致的内力分布4。2 气动升力的计算2.1 机翼的功用与要求2.1.1 机翼的功用机翼是飞机的一个重要部件，其主要功用是产生升力。当它具有上反角时，可为飞机提供一定的横向稳定性5。在它的后缘，一般布置有横向操纵用的副翼、扰流片等附翼。为了改善机翼的空气动力效用，在机翼的前、后缘越来越多地装有各种型式的襟翼、缝翼等增升装置，以提高飞机的起飞着陆或机动性能。2.1.2 机翼的设计要求（1）机翼除保证升力外。还要求阻力尽量小(少数特殊机动情况除外)。机翼的气动特性主要取决于其外形参数(如展弦比、相对厚度、后掠角、翼型等)，这些参数在总体设计时确定；结构设计则应从强度、刚度、表面光滑度等各方面来保证机翼气动外形要求的实现6。（2）在外形、装载和连接情况已定的条件下。重量要求是机翼结构设计的主要要求，具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求，又尽可能轻的结构来。强度包括静强度、动强度和疲劳强度。对于按“安全寿命”或“损伤容限”设计的机翼，应在其受力构件布置、各连接关系设计、零构件细节设计以及关键件的可检性等各个环节中给予认真考虑、以便为结构提供较长的寿命和较好的破损安全特性，从而保证结构使用的可靠性。2.2 机翼的外载特点2.2.1 机翼的外载有以下三类：（1）空气动力载荷空气动力载荷是分布载荷，单位为Nm2。它可以是吸力或压力，直接作用在机翼表面上，形成机翼的升力和阻力，其中升力是机翼最主要的外载荷。在各种设计情况下，机翼的气动载荷的数值和分布情况是不同的，因此其合力的大小、方向、作用点相应地也不相同，并将影响机翼的受力情况。（2）其他部件、装载传来的集中载荷图2.1 机翼上所受的分布载荷和集中载荷气动力分布载荷 机翼质量力分布载荷 发动机或其他部件传来的集中载荷 机身支反力 机翼上连接有其他部件(如起落架、发动机)、副翼、襟翼等各类附翼和布置在机翼内、外的各种装载(如油箱、炸弹)7。除了在以翼盒作为整体油箱情况下燃油产生的是分布载荷外，由于这些部件、装载一般都是以有限的连接点与机翼主体结构相连，因此，不论是起落架传来的地面撞击力或副翼等翼面上的气动载荷，以及其上各部件、装载本身的质量力(包括重力和惯性力)，都是通过接头，以集中载荷的形式传给机翼。其中有些力的数值可能很大。 （3）机翼结构的质量力 机翼本身结构的质量力为分布载荷 (Pa)，其大小与分布情况取决于机翼结构质量的大小和分布规律。它的数值比气动载荷要小很多。在工程计算中，它的分布规律可近似认为与弦长成正比。上述2，3中提及的各种质量力的大小和方向还与飞机过载系数有关，其方向与升力相反。对机翼有卸载作用。 综上所述，若以载荷形式分，机翼的外载有两种类型。一种是分布载荷，以气动载荷为主，还包括机翼本身结构的质量力，这是机翼的主要载荷形式；另一种是由各接头传来的集中载荷(力或力矩)见图2.1。2.2.2 机翼的总体受力 机翼的各种外载，总要在机翼、机身连接处，由机身提供支持力来平衡。因此在上述载荷作用下，可把机翼看作是固定在机身上的一个“梁”8。当机翼分成两半，与机身在其左右两侧相连时，可把每半个机翼看作支持在机身上的悬臂梁；若左右机翼连成一个整体时，则可把它看作支持在机身上的双支点外伸梁。这两种情况虽然在支持形式上有所不同，但对外翼结构来说，都可以看作悬臂梁。但必须指出，在把机翼看作为一个“工程梁”时，它与材料力学课程中介绍的一般工程梁相比，有其特殊性。（1）机翼高度(厚度)小，但其弦向尺寸(相当于梁宽)大多与翼展有相同数量级(尤其是三角机翼)。而一般工程梁是指高度和宽度均比长度要小得多的单尺度梁，这类梁仅注重沿长度方向分布的载荷。而对于机翼，弦向分布的载荷也很重要。（2）一般工程梁支承简单，计算简化也容易。而机翼在机身上的固定形式要复杂得多。此外考虑到结构支承的弹性效应，精确计算中，应认为机身是一弹性支承。前述各种外载在机翼结构中将引起相应的内力：剪力Q、弯矩M和扭矩。现取机体坐标轴系，则剪力和分别表示沿y轴和x轴的分量9。外载引起的弯矩分别为和。此外由于外载合力作用点一般与机翼结构各剖面的刚心不重合，因而还会引起相对于机翼刚心轴的扭矩。这些统称为机翼的总体受力。因为机翼的升力很大，且作用在机翼刚度最小的方向上；而阻力相对于升力要小得多，且作用在机翼刚度最大的弦平面内，因此在进行机翼结构受力分析时，常着重考虑气动载荷沿垂直于弦平面的分量升力引起的、等10。图 2.2 机翼上所受的力矩和剪力此时，机翼上剪力、弯矩和扭矩的分布如图2.2所示。为简便起见略去下标n，则 （2.1）图 2.3 机翼的内力 Q，M，Mt 分布图2.3 机翼结构的典型元件与典型受力型式机翼一般由下述典型元件组成：纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板)；横向元件有翼肋普通肋和加强肋以及包在纵、横构件组成的骨架外面的蒙皮（见图2.4）。图2.4 机翼的典型结构元件（1）蒙皮蒙皮的直接功用是形成流线形的机翼外表面。为了使机翼的阻力尽量小，蒙皮应力求光滑，为此应提高蒙皮的横向弯曲刚度，以减小它在飞行中的凹、凸变形。从受力看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部气动载荷。此外蒙皮还参与机翼的总体受力它和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩；当蒙皮较厚时，它常与长桁一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力11。壁板有组合式或整体式（见图2.5）。某些结构型式(如多腹板式机翼)的蒙皮很厚，可从几毫米到十几毫米，常做成整体壁板形式，此时蒙皮将成为承受弯矩最主要的，甚至是惟一的受力元件。图2.5 蒙皮 （a）金属蒙皮 (b)整体蒙皮（2）长桁（也称桁条）长桁是与蒙皮和翼肋相连的元件。长桁上作用有气动载荷。在现代机翼中它一般都参与机翼的总体受力承受机翼弯矩引起的部分轴向力，是纵向骨架中的重要受力元件之一12。除上述承力作用外，长桁和翼肋一起对蒙皮起一定的支持作用。各种长桁如图2.6所示。图 2.6 各种长桁（3）翼肋普通翼肋（见图2.7）构造上的功用是维持机翼剖面所需的气动外形。一般它与蒙皮、长桁相连，机翼受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持13。同时翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用来承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续(如大开口处)引起的附加载荷。图 2.7 腹板式翼肋（4）翼梁翼梁由梁的腹板和缘条(或称凸缘)组成。翼梁是单纯的受力件，主要承受剪力Q和弯矩M。在有的结构型式中，它是机翼主要的纵向受力件，承受机翼的全部或大部分弯矩。翼梁大多在根部与机身固接。（5）纵墙(包含腹板)纵墙的缘条比梁缘条弱得多，但大多强于一般长桁，纵墙与机身的连接被看作为铰接。腹板或没有缘条或缘条与长桁一样强。墙和腹板一般都不能承受弯矩，但与蒙皮组成封闭盒段以承受机翼的扭矩14。后墙则还有封闭机翼内部容积的作用。2.4 机翼的外形参数当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的空气动力主要是由机翼产生；而机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的翼型形状、平面形状和前视形状15。因此，在介绍作用在飞机上的空气动力之前，首先介绍机翼的外形参数。2.4.1 翼型的几何参数沿着与飞机对称面平行的平面在机翼上切出的剖面称为机翼的翼型，又叫翼剖面。翼型具有各种不同的形状，如图2.8所示。图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状薄的单凸翼剖面(见图2.8(b)，对升力特性有改进。随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面(见图2.8(c)，这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。至于平凸图 2.8 各种翼型形翼剖面(见图2.8(d)，在构造上和加工上比较方便同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。不对称的双凸形翼剖面(见图2.8(e)的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。图2.8(f)中是s形翼剖面，这种翼剖面的中线呈s形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。对称的双凸形翼剖面(见图2.8(g)，通常用于各种飞机的尾翼面上。图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。菱形(见2.8图(i)和双弧形(见2.8图(j)翼剖面常用在超音速飞机上，它们的特点是前端很尖，相对厚度很小，也就是很薄，超音速飞行时阻力很小，比较有利，然而它在低速时的升力和阻力特性不好，使飞机的起落性能变坏16。3 有限元分析3.1 有限元的发展史有限单元法最初是在五十年代作为处理固体力学问题的方法出现的。追溯历史，早在一九四三年，库兰特已应用了“单元”概念。在一九四五至一九五五年，阿吉里斯等人在结构矩阵分析方面有很大发展20。在一九五六年，特纳、克拉夫等人把刚架位移法的解题思路，推广应用于弹性力学平面问题。他们把连续体划分成一个个三角形的和矩形的单元，单元中位移函数首先采用了近似表达式，推导了单元刚度矩阵，建立了单元结点位移与结点力之间的单元刚度方程。在一九六O年，克拉夫首次把这种解决弹性力学问题的方法，给予特定的名词，称为“有限单元法”。近二十多年来，随着电子计算机的高速化和普遍化，有限元继续不断地向更加广阔、更加深入的方面发展。有限条法、杂交法、动力有限元、非线性有限元、奇异元，以及以各种不同变分原理为基础的有限单元法相继而起。有限单元法的发展借助于两个重要工A具：在理论推导方面，采用了矩阵法；在实际计算中，采用了电子计算机。有限元、矩阵、计算机是三位一体的。由于有了现代化的、先进的计算工具，使得有限单元法近年来以惊人的速度骤然兴起。 有限单元法在应用上已远远超过了原来的范围。它已由弹性力学平面问题扩展到空间问题和板壳问题，能对原子能反应堆、拱坝、飞机、船体、涡轮叶片等复杂结构进行应力分析；它已出平衡问题扩展到稳定问题与动力问题，能对结构在地震力与波浪力作用下的动力反应进行分析；它已由弹性问题扩展到弹塑性与粘弹性问题，能解决土力学、岩石力学、断裂力学等问题；它已由结构的应力分析扩展到结构的优化设计。除此，它在流体力学、热传导、磁场、建筑声学、生物力学等等方面都有不同程度的应用21。经过三十多年的发展，有限元法已经成为一门日益成熟的学科，它又是一门正在发展中的学科，有无限广阔的前景，有很广泛的实用价值。3.2 有限元的概述有限元分析（FEA，Finite Element Analysis）的基本概念是用较简单的问题代替复杂问题后再求解。它将求解域看成是由许多称为有限元的小的互连子域组成，对每一单元假定一个合适的(较简单的)近似解，然后推导求解这个域总的满足条件(如结构的平衡条件)，从而得到问题的解22。这个解不是准确解，而是近似解，因为实际问题被较简单的问题所代替。由于大多数实际问题难以得到准确解，而有限元不仅计算精度高，而且能适应各种复杂形状，因而成为行之有效的工程分析手段。有限元是那些集合在一起能够表示实际连续域的离散单元。有限元的概念早在几个世纪前就已产生并得到了应用，例如用多边形（有限个直线单元）逼近圆来求得圆的周长，但作为一种方法而被提出，则是最近的事。有限元法最初被称为矩阵近似方法，应用于航空器的结构强度计算，并由于其方便性、实用性和有效性而引起从事力学研究的科学家的浓厚兴趣23。经过短短数十年的努力，随着计算机技术的快速发展和普及，有限元方法迅速从结构工程强度分析计算扩展到几乎所有的科学技术领域，成为一种丰富多彩、应用广泛并且实用高效的数值分析方法。 有限元方法与其他求解边值问题近似方法的根本区别在于它的近似性仅限于相对小的子域中。20世纪60年代初首次提出结构力学计算有限元概念的克拉夫（Clough）教授形象地将其描绘为：“有限元法=Rayleigh Ritz法分片函数”，即有限元法是Rayleigh Ritz法的一种局部化情况24。不同于求解（往往是困难的）满足整个定义域边界条件的允许函数的Rayleigh Ritz法，有限元法将函数定义在简单几何形状（如二维问题中的三角形或任意四边形）的单元域上（分片函数），且不考虑整个定义域的复杂边界条件，这是有限元法优于其他近似方法的原因之一。3.3 有限元法的基本思想与特点3.3.1 有限元分析的特点(1)概念清楚，容易理解。可以在不同的水平上建立起对该方法的理解。从使用的观点来讲，每个人的理论基础不同，理解的深度也可以不同，既可以通过直观的物理意义来学习也可以从严格的力学概念和数学概念椎导。 (2)适应性强，应用范围广泛。有限元法可以用来求解工程中许多复杂的问题，特别是采用其他数值计算方法(如有限差分法)求解困难的问题。如复杂结构形状问题，复杂边界条件问题，非均质、非线性材料问题，动力学问题等25。日前，有限元法在理论和应用还在不断发展，今后将更加完善和使用范围更加广泛。 (3)有限元法采用矩阵形式表达，便于编制算机程序，可以充分利用高速数字计算机的优势。由于有限元法计算过程的规范化，目前在国内外有许多通用程序，可以直接套用，非常方便。著名的有SAP系列，ADINA，ANSYS，ASKA，NASTRAN，MARK，ABAQUS等。 (4)有限元法的主要缺点是解决工程问题必须首先编制(或具有)计算机程序，必须运用计算机求解。另外，有限元计算前的数据推备、计算结果的数据整理工作量相当大。然而，在计算机日益普及的今天，使用计算机己不再困难。对于后缺点可通过用计算机进行有限元分析的前、后处理来部分成全部地解决。3.3.2 有限元法的基本思想(1)假想把连续系统(包括杆系，连续体，连续介质)分割成数目有限的单元，单元之间只在数目有限的指定点(称为节点)处相互连接，构成一个单元集合体来代替原来的连续系统。在节点上引进等效载荷(或边界条件)，代替实际作用于系统上的外载荷(或边界条件)。 (2)对每个单元出分块近似的思想，按一定的规则(由力学关系或选择一个简单函数)建立求解未知量与节点相万作用(力)之间的关系(力位移、热量温度、电压电流等)。 (3)把所有单元的这种特性关系按定的条件(变形协调条件、连续条件或变分原理及能量原理)集合起来，引入边界条件，构成一组以节点变量(位移、温度、电压等)为未知量的代数方程组，求解之就得到有限个节点处的待求变量。 所以，有限元法实质上是把具有无限个自由度的连续系统，理想化为只有有限个自由度的单元集合体，使问题转化为适合于数值求解的结构型问题。有限元位移法的基本思想，首先是对求解的弹性区域进行离散化，即把具有无限多个自由度的连续体，化为有限多个自由度的结构物。其次是选择一个表示单元内任意点的位移随位置变化的函数式，并按照插值理论，将单元内任一点的位移通过一定的函数关系用节点位移来表示。这种假设的试函数称为位移函数，在一般情况下，它应满足单元位移的连续性。随后则从分析单个单元入手，用变分原理来建立单元方程。接着再把所有单元集成起来，并与节点上的外载相联系，得到一组以节点位移为未知量的多元性代数方程，引入位移边界条件以后即可进行求解。解出节点位移，再根据弹性力学几何方程和物理方程算出各单元的应变和应力。3.4 有限元法的基本步骤有限元法分析计算的基本步骤可归纳如下。(1)结构的离散化结构的离散化是有限元法分析的第一步，它是有限元法的基础。将某个机械结构划分为各种单元组成的计算模型，这一步称作单元划分。离散后单元与单元之间利用单元的节点相互连结起来，将求解区域成为用点、线或面，划分的有限数目的单元组合成的集合体。单元的形状原则上是任意的。例如，在平面问题中通常采用三角形单元，有时也采用矩形或任意四边形单元。在空间问题中，可以采用四面体、长方体或任意六面体单元。可见不管单元采取什么样的形状，在一般情况下，单元的边界总不可能与求解区域的真实边界完全吻合，这就带来了有限元法的一个基本近似性几何近似。在一个具本的机械结构中，确定单元的类型数目和数目以哪些部位的单元可以取得大一些，哪些部位单元应该取得小一些，需要由经验做出判断。单元划分越细则描述变形情况越精确，即越接近实际变形，但计算量越大。所以有限元法中分析的结构已不是原有的物体或结构物，而是同样材料的众多单元以一定方式连结成的离散物体。这样，用有限元分析计算所获得的结果只是近似的。如是划分单元数目非常多而又合理，则所获得计算结果就越逼近实际情况。(2)单元分析（a）选择位移模式位移模式是表示单元内任意点的位移随位置变化的函数式，由于所采用的函数是一种近似的试函数，一般不能精确地反映单元中真实的位移分布，这就带来了有限元法的另一种基本近似性。采用位移法时，物体或结构物离散化之后，就可把单元中的一些物理量如位移、应变和应化等由节点位移来表示。这时可以对单元中位移的分布采用一些能逼近原函数的近似近函数予以描述。通常，有限元法中我们将位移表示为坐标为变量的简单函数。这种函数称为位移模式或位移函数。（b）建立单元刚度方程选定单元的类型和位移模式以后，就可以按虚功原理或最小势能原理建立单元刚度方程，它实际上是单元各个节点的平衡方程，其系数矩阵称为单元刚度矩阵。 式中 角标 单元编号 单元的节点位移 单元的节点力量 单元的刚度矩阵，它的每一个元素都反映了一定的刚度特性。根据单元的材料性质、形状、尺寸、节点数目、位置及含义等，找出单元节点力和节点位移的关系式，这是单元分析中的关键一步。此时需要应用弹性力学中的几何方程和物理方程来建立力和位移的方程式，从而导出单元刚度矩阵，这是有限元法的基本步骤之一。（c）计算等效节点力物体离散化后，假定力是通过节点从一个单元传递到另一个单元。但是，对于实际的连续体，力是从单元的公共边界传递到另一个单元中去的。因而这种作用在单元边界的表面力、体积力或集中力都需要等效地称到节点上去，也就是等效的节点力来替代所有作用在单元上的力。(3)单元集成有限元法的分析过程是先分后合。即先进行单元分析，在建立了单元刚度方程以后，再进行整体分析，把这些方程集成起来，形成求解区域的刚度方程，称为有限元位移法基本方程。集成所遵循的原则是各相邻单元在共同节点处具有相同的位移。利用结构力的平衡条件和边界条件把各个单元按原来的结构重新联接起来，形成整体的有限元方程 式中 整体结构的刚度矩阵 整体节点位移向量 整体载荷向量(4)求解方程，得出节点位移解有限元方程得出位移。这里，可以根据方程组的具体特点来选择合适的计算方法。(5)由节点位移计算出单元的应变与应力解出节点位移以后，根据需要，可由弹性力学的几何方程和弹性方程来计算应变和应力。3.5 对本机翼进行具体的分析（1）机翼的三维实体图（见下图3.1）。 （2）确定机翼材料，由设计参数可知，此机翼采用的是钛合金，牌号为TC4。 （3）对机翼实体划分网格，其网格采用的是3D网格中的是四面体网格，具体的图（见下图3.2）。 （4）划分完网格后，对其加载气动升力和重力，并确定其与机身之间的约束，具体的图（见下图3.3）。 （5）运用Nastran 进行有限元分析。 （6）对结果进行后处理，可得到机翼的应变图（见下图3.4、3.5）本团队全部是在读机械类研究生，熟练掌握专业知识，精通各类机械设计，服务质量优秀。可全程辅导毕业设计，知识可贵，带给你的不只是一份设计，更是一种能力。联系方式：QQ712070844，请看QQ资料。4 结论本次毕业设计我学会了用UG对机翼在巡航状态下的应力应变进行有限元分析，及计算简单机翼所受的气动力。机翼是飞机的一个重要部件，其在飞行过程中的变形会严重影响到飞机的飞行性能。为了研究机翼的变形情况，解决机翼设计中所遇到的最少重量要求与气动要求的矛盾。本说明书先介绍了机翼的功用、外形参数、计算机翼气动升力的其本理论薄翼型理论及其推导过程；然后用有限元分析软件对机翼在巡航状态下的应力应变进行了分析，得到了机翼的应力应变图；最后我们能够根据这些数据为设计出即能满足最少重量要求又能满足气动要求的机翼，并能检验机翼结构设计是否满足其在飞行过程中的气动要求。通过对图3.13.5的分析，我们可以得出如下结论：飞机在巡航状态下飞行时其机翼受到的最主要的力是空气对其向上的吸力，这个力使得机翼产生向上翘的变形。机翼的应力应变图（图3.4，图3.5）中，颜色由蓝到红代表着应力和应变的逐渐加大，在图中红色表示是最大应力和应变的地方，从图中我们可以看到机翼翼梢的应力和应变最大。这就为我们在机翼的结构设计提供了数据，我们可以通过使用这种分析来检验机翼结构设计是否满足其在飞行过程中的气动要求。参考文献1 杨华保.飞机原理与构造.西安：西北工业大学出版社，2