基于MSC.PATRAN/NASTRAN的飞机复合材料天线罩的建模及静强度分析

柴洪亮?朱海兵?郭宇?董凤武

摘 要 介绍复合材料天线罩的结构和校核方法及建模过程，以飞机某天线罩为例进行分析，通过对试验数据的分析，表明有限元建模计算与试验数据基本一致，说明该天线罩的设计满足强度要求。

关键词 有限元模型；天线罩；优化；强度；刚度

前言

当前，复合材料是一种十分重要的材料，其具较强的可设计性、较高的比模量和比强度，以及优越的力学性能，在功能结构一体化中实现中较为方便，在飞机结构中更是得到较好的应用，本文采用Catia模块及MSC.PATRAN/NASTRAN软件对飞机典型复合材料天线罩结构进行有限元建模及计算分析，从而使其在飞机更加充分、合理的使用。

1 复合材料的结构及承载特点

飞机上的复合材料多采用蜂窝夹层结构，即内外两侧面是面板，中间夹层为蜂窝，如图1所示。面板由SW280A/3218从内向外按一定的角度编织而成。

在计算夹层结构的弯曲和总体稳定性时，一般采用以下假设：

（1）蜂窝在平行面板方向的刚度为零，即：

（2）蜂窝横向不可压缩，即

（3）面板很薄（t1≤h，t2≤h），因而面板自身弯曲刚度可以忽略；

（4）薄板和薄壳，即夹层结构的总厚度远比板的长宽或壳的半径小；

（5）采用线性理论。

有限元分析时，一般采用将整个夹层结构看成特殊的复合材料压层板，将蜂窝看成特殊的复合材料单向成。

2 罩体的有限元建模及计算分析

具体包括，坐标系的选取；结构的离散化；元素的选择；约束条件的选取；载荷的分配；应变矩阵的计算；刚度矩阵的建立；位移及应力的计算。

首先，建立一个天线罩Catia曲面数模，在Catia模块下经过优化处理，导入有限元分析模块Pantran中完成罩体外形数据输入，材料数据输入，有限元网格划分及载荷的分配。

其次，根据载荷的分布特点，对模型做进一步优化，保证模型施加载荷准确性，并通过局部二次调配，使模型载荷与气动吹风载荷误差不大于2%。

图2给出优化后的罩体模型，共给出26个测压点，以面载的形式施加罩体模型上。

然后，将天线罩模型与飞机全机模型相结合，天线罩与机身连接一般都通过快卸锁和定位销连接，一般快卸锁承拉，定位销承剪。根据承力特点采用弹簧元（CELAS2）进行模拟。

2.1 层板强度校核

用霍夫曼（Hoffman）理论计算层板的极限强度，其失效准则为：

上式左边函数绝对值小于1为安全，计算值称为失效指数，用字符表示。

把各元素中各单层的σ1、σ2和τ12与Xt、Xc、Yt、Yc及S代入Hoffman公式，便可得到各元素各层的失效指数ID（取绝对值）。最大失效指数ID=0.1724，ID<1，说明罩体强度足够。

2.2 蜂窝夹层剪切强度

蜂窝主要承受剪应力，该工况下蜂窝最大剪应力τxz=0.41 MPa，τyz=0.22 MPa，小于蜂窝许用剪应力τb=0.8 MPa。说明蜂窝强度满足要求。

2.3 蜂窝夹芯上的面板起皱

蜂窝夹芯的夹层结构，受到均匀压缩，其面板起皱临界应力：

相关方程：Rx3+Ry≤1。

Rx=σx/σx，cr 。

Ry=σy/σy，cr ，y方向对应于最大压缩应力的方向。

取应力高的单元进行校核，满足相关方程，所以面板不会发生起皱。

2.4 蜂窝夹芯上面板的孔间失稳

蜂窝夹芯上面板发生孔间失稳临界应力：

按上述公式计算孔间失稳临界应力455 MPa。

保守取單元最大压应力σx=-42.3 MPa，远小于失稳临界应力说明面板不会发生孔间失稳。

2.5 罩体稳定性

罩体稳定性问题采用单独的罩体模型在载荷工况下的屈曲分析，根据罩体结构形式及连接情况，取罩体与机身连接点进行X、Y、Z三个方向的线位移约束。根据有限元计算结果，该工况下前四阶屈曲因子如下：

罩体前四阶屈曲因子为：

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

从上述结果看，罩体不会失稳。

2.6 罩体的变形

罩体变形云图见图3，最大总变形1.859 cm（非对称载荷工况100%极限载荷）。

3 天线罩静力试验验证

试验件采用新制天线罩，罩子与机身模拟真实状态连接，试验载荷为载荷专业提供的罩子风洞试验吹风数据，在非对称载荷工况100%极限载荷作用下，试验件未发生塑性变形和局部破坏，除个别试验应力测量点符合较差外，其余考核部位理论计算应力与试验测量应力符合性较好，见图4。

4 结束语

本文件对机身某天线罩的建模及计算校核方法进行介绍说明，借助试验数据，通过理论与试验分析比较，说明某罩建模和计算方法是准确、合理的。