[發明專利]一種未知剛度分布的翼舵面全彈性模型設計方法

有效

• 申請號: 202010152241.3
• 申請日: 2020-03-06
• 公開（公告）號: CN111428399B
• 公開（公告）日: 2022-10-28
• 發明（設計）人: 侯英昱;呂計男;劉子強
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G06F30/15;G06F119/14
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 李晶堯

本發明涉及一種未知剛度分布的翼舵面全彈性模型設計方法，屬于氣動彈性試驗技術領域；步驟一、在原有翼舵模型的側面設置5組節點,測量獲得在加載載荷下翼舵模型各節點的變形量；步驟二、有限元建立翼舵平板模型；步驟三、在平板翼面按步驟一的位置設置5組節點,調整10個節點的彈性模量和泊松比,獲得與原有翼舵模型相同的剛度分布；步驟四、根據彎曲剛度方程和扭轉剛度方程，對平板翼面的4個分段進行調整；步驟五、將調整后的翼舵平板模型作為實際翼舵模型骨架；并在平板翼面的外部包覆泡沫；構建完整的實際翼舵模型；本發明通過仿真分析結合地面加載試驗的方式能夠有效地減少結構分析的難度，簡化計算模型，又可以真實模擬結構的剛度分布規律。

技術領域

本發明屬于氣動彈性試驗技術領域，涉及一種未知剛度分布的翼舵面全彈性模型設計方法。

背景技術

為了研究飛行器的氣動彈性特征，需要進行全彈性模型設計，而這種設計的前提即是需要獲得模型的剛度分布規律。傳統獲得結構剛度分布的方法為，對結構進行真實建模，還原全部的梁、肋條、蒙皮等結構部件，在通過材料力學或結構力學有關內容進行計算和分析，得到結構各個部分的整體剛度情況。再按照得到的剛度分布進行全彈性模型設計。

但是，傳統的全彈性模型設計方法存在著以下不足：

(1)剛度獲得困難，由于很多梁、肋條、蒙皮等結構部件結構并不規則，剛度計算困難而且耗時較長，特別是當使用幾何拓撲優化后，結構剛度計算更加復雜。

(2)剛度獲得準確性差，由于模型之間存在接觸、摩擦等因素，載荷分析過程困難，計算得到的剛度分布特征往往與真實情況相差較大。

(3)利用獲得的剛度分布數據進行全彈性模型設計過程，仍然需要將剛度分布轉化為材料的截面形狀和材料屬性，過程更加復雜。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提出一種未知剛度分布的翼舵面全彈性模型設計方法，通過仿真分析結合地面加載試驗的方式能夠有效地減少結構分析的難度，簡化計算模型，又可以真實模擬結構的剛度分布規律。

本發明解決技術的方案是：

一種未知剛度分布的翼舵面全彈性模型設計方法，包括如下步驟：

步驟一、在原有翼舵模型的側面設置5組節點；每組節點包括2個節點，對原有翼舵模型進行加載，測量獲得在加載載荷下翼舵模型各節點的變形量；

步驟二、有限元建立翼舵平板模型，包括平板翼面和固定結構；

步驟三、在平板翼面按步驟一的位置設置5組節點；并按步驟一的方式加載，分別調整10個節點的彈性模量和泊松比；實現在加載載荷下各點的變形量與步驟一相同；獲得與原有翼舵模型相同的剛度分布；

步驟四、將原有翼舵模型每組2個節點之間連線，將原有翼舵模型分為4個分段；測量每個分段的彈性模量E_原有；測量每個分段的截面慣性矩I_原有；測量每個分段的剪切模量G_原有；測量每個分段的極慣性矩J_原有；

將平板翼面的每組2個節點之間連線，將平板翼面分成相同的4個分段；根據彎曲剛度方程和扭轉剛度方程，對平板翼面的4個分段進行調整；

步驟五、將調整后的翼舵平板模型作為實際翼舵模型骨架；并在平板翼面的外部包覆泡沫；構建完整的實際翼舵模型。

在上述的一種未知剛度分布的翼舵面全彈性模型設計方法，所述步驟一中，在加載載荷下翼舵模型各節點的變形量的獲得方法為：

S1、在原有翼舵模型的側面，沿從原有翼舵模型根部至頂部的展向方向均勻設置5組節點；每組節點包括2個節點；2個節點對稱設置，且其中1個節點設置在原有翼舵模型的前緣處，另1個節點設置在原有翼舵模型的后緣處；