一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法技术

本发明专利技术提供了一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法。首先建立飞行器机翼或全机有限元模型，给定随动测试载荷并通过有限元软件求解对应测试变形，其次在给定非线性刚度系数形式下通过对随动测试载荷及测试变形进行回归分析求解非线性刚度系数建立结构降阶模型，最后应用于飞行器几何非线性静气动弹性分析，建立机翼几何非线性静气动弹性变形计算及全机几何非线性静气动弹性配平分析流程。本发明专利技术给定三次多项式形式的非线性刚度系数，并考虑气动力随动效应及机翼几何非线性大变形下的展向变形，提高几何非线性气动弹性分析的合理性及准确性，有助于几何非线性气动弹性变形及配平的高效分析计算。

A geometrically nonlinear static aeroelastic analysis method based on structural reduced order model

The present invention provides a geometrically nonlinear static aeroelastic analysis method based on the structural reduced order model. First, the finite element model of aircraft wing or whole machine is set up, the test load is given and the corresponding test deformation is solved by the finite element software. Secondly, the nonlinear stiffness coefficient is established by regression analysis on the test load and the test deformation under given nonlinear stiffness coefficient. Finally, the structure reduction model is established. It is used to analyze the geometric nonlinear static aeroelastic analysis of the aircraft, and establish the nonlinear static aeroelastic deformation calculation of the wing geometry and the whole machine geometric nonlinear static aeroelastic balance analysis process. Given the nonlinear stiffness coefficient of the three order polynomial form, the rationality and accuracy of the geometrically nonlinear aeroelastic analysis are improved by considering the aerodynamic force servo effect and the spread deformation of the wing geometric nonlinear large deformation. It is helpful to the geometrically nonlinear aeroelastic deformation and the efficient analysis and calculation of the balance.

【技术实现步骤摘要】
一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法
本设计提供一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法。属于计算结构动力学，飞行器气动弹性分析领域。
技术介绍
气动弹性主要研究弹性物体在气流中的力学行为。弹性体在气动载荷作用下会发生变形和振动，而变形和振动反过来又会影响气动载荷的分布与大小，这样的耦合作用在不同条件下产生不同的气动弹性问题，包括静气动弹性发散，颤振，阵风响应等。在有动力飞行的历史发展进程中，气动弹性现象扮演了重要角色。大变形几何非线性气动弹性问题是上世纪90年代末提出的非线性气动弹性问题。一方面，结构变形超过线性讨论范围，结构的力学平衡关系必须建立在其变形后的构型上，另一方面，结构材料特性远没有超出弹性范围，应力应变的本构关系仍然满足线性关系。随着对现代飞行器特别是对大展弦比无人机及大型运输机/客机飞行性能要求的不断提高，飞机质量逐渐降低，柔性逐渐加大，几何非线性气动弹性问题变得愈发重要。目前，气动弹性研究中结构计算分析通常使用现有的商业有限元软件。对于几何非线性气动弹性问题中的结构大变形分析，大变形结构几何非线性理论还远谈不上成熟。现有的商业结构分析软件均是基于传统位移基有限元，模型自由度数大，非线性阶数高，收敛性差计算效率低；另外有限元方法难以对结构动力学特性进行机理性研究。本专利技术针对大柔性飞行器几何非线性气动弹性问题，建立非线性结构降阶模型，研究大变形结构高效准确的结构建模方法，并结合曲面气动力进行机翼几何非线性静气动弹性变形计算及全机几何非线性静气动弹性配平分析。
技术实现思路
为了克服现有几何非线性气动弹性计算中结构非线性有限元计算的不足，本专利技术提供一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法，建立机翼几何非线性静气动弹性变形计算及全机几何非线性静气动弹性配平分析流程。本专利技术核心部分可描述如下：采用对输入测试载荷及其对应结构变形进行回归分析的方法求解给定形式的结构非线性刚度系数，利用非线性刚度系数构建大变形结构动力学方程，并围绕结构降阶模型搭建几何非线性气动弹性求解流程。本方法考虑了结构大变形中的展向位移恢复问题，并全程以随动力的形式加载气动力。本方法解决了非线性快速结构计算、显式计算的问题，可应用于航空航天类飞行器几何非线性气动弹性分析计算。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：步骤1：计算初始化建立计算模型的有限元模型，划分模型的结构有限元网格，定义结构有限元网格的单元属性和材料特性，设置计算边界条件；步骤2：计算结构模态非线性结构降阶模型基于结构的线性模态建立，在建立结构降阶模型前，需要提取模型线性模态信息。具体步骤如下：(1)计算结构垂直弯曲，扭转及水平弯曲方向线性模态；(2)根据结构有限元模型特点，建立沿机翼展向的正交模态；步骤3：确定降阶模型建立需要的测试载荷及测试变形测试载荷的给定是降阶模型建立的关键部分，测试载荷合适与否直接影响回归分析的准确性及降阶模型的合理性。具体步骤如下:(1)选择有限元模型的弯曲及扭转模态，组合机翼变形如(1)式所示：w＝∑ai{φi}bend+∑aj{φj}torsion(1)其中aiaj为比例系数，使机翼组合变形在感兴趣的非线性变形范围内。共得到组合变形m组；(2)在上述机翼组合变形下，给定若干来流风速及迎角组合n组，在每组机翼组合变形下利用曲面涡格法求解每个来流风速及迎角组合下的机翼曲面定常气动力，将其作为建立降阶模型需要的测试载荷，测试载荷共N＝mn组；(3)将N组测试载荷以随动力的形式加载于有限元模型，利用MSC.Nastran有限元软件计算机翼变形，作为建立降阶模型需要的测试变形；步骤4：利用回归分析方法建立非线性结构降阶模型考虑包含几何非线性大变形作用的结构动力学方程如式(2)所示：其中{w(x,t)}为节点位移，[M]为质量阵，[KL]为线性刚度阵，{F(x,t)}为外力向量，[KNL]＝[KNL(w(x,t))]为非线性刚度阵，非线性刚度阵是节点位移的函数。将结构动力学方程映射至模态空间并取静力学部分如(3)式所示：[EL]{p(t)}+[ENL(p(t))]＝{f(t)}(3)其中[EL]为线性模态刚度阵，{f(t)}是模态力，[ENL]为非线性刚度阵，非线性刚度阵是模态坐标的函数。给定非线性刚度系数的形式如式(4)所示：其中，ENL(pj,pl,pp)i表示第i项非线性刚度系数，其中包含pj,pl,pp三项模态坐标多项式，通过回归分析可以得到非线性刚度系数列阵A；步骤5：利用结构降阶模型求解几何非线性静气动弹性问题得到非线性结构降阶模型，利用降阶模型结合定常曲面气动力及曲面样条插值方法可以进行大柔性机翼几何非线性静气动弹性的计算。大柔性机翼的变形与气流的作用力有关，而气动力又与机翼在空中的形状和位置有关，两者是互相影响相互制约的非线性关系，本方法采用分析迭代计算的方法得到大柔性机翼的静气动弹性非线性平衡状态，具体步骤如下：(1)输入结构气动模型数据并给定工况条件包括动压及攻角；(2)计算结构气动插值矩阵(3)利用定常曲面涡格法求解曲面气动力；(4)进行力插值，利用非线性结构降阶模型计算结构变形(5)根据(4)中的结构变形更新气动面，重复进行上述过程，直至两次迭代循环所得的结构变形差异很小，并且满足设定的收敛标准为止。收敛后即得到大柔性机翼在该工况下的静气动弹性响应平衡态。步骤6：利用结构降阶模型求解几何非线性静气动弹性配平问题得到非线性结构降阶模型，利用降阶模型结合定常曲面气动力，曲面样条插值及飞行器配平方程求解可以进行大柔性飞机几何非线性静气动弹性配平分析。与机翼非线性静气动弹性分析类似，大柔性机翼的变形与气流的作用力是相互制约的非线性关系，利用静气动弹性配平的准定常假设进行机翼几何非线性变形构型下的全机平衡方程求解，通过多轮迭代，解决大柔性飞机几何非线性静气动弹性配平问题，具体步骤如下：(1)输入结构气动模型数据并给定工况条件包括动压及攻角；(2)计算结构气动插值矩阵；(3)进行构型刚化的刚体配平分析计算，得到当前构型下的配平变量a＝{α,β,p,q,r,δi,…}；(4)利用曲面涡格法计算当前配平状态下的载荷；(5)力插值，利用非线性结构降阶模型计算结构变形wn；(6)根据(5)中的结构变形wn更新气动面，重复进行上述过程，直至两次迭代循环所得的结构变形差异很小，并且满足设定的收敛标准为止。收敛后即可得到大柔性飞机静气动弹性配平时的配平参数以及载荷分布等。根据本专利技术的一个方面，提供了一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法，其特征在于包括：A)初始化，包括建立对象的有限元模型，该有限元模型包括多个节点、多个梁单元、多个集中质量单元，其中至少一部分节点上加载随动力，该对象的根部六自由度固支，B)确定对象的前N个结构模态，其中每个模态由其固有频率和模态刚度表征，C)确定降阶模型建模所需的测试载荷及测试变形，包括：选取前若干阶模态作为结构分析模态选定测试载荷为在由一阶弯曲模态和一阶扭转模态组合的出的变形下产生的随动气动载荷：w＝∑a1{φ1}+∑a2{φ6}(5)其中，模态加权系数a1及a2取值使组合变形在合理范围内选定生成气动力的载荷风速剔除过大的气动力，从而形成N本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法，其特征在于包括：A)初始化，包括建立对象的有限元模型，该有限元模型包括多个节点、多个梁单元、多个集中质量单元，其中至少一部分节点上加载随动力，该对象的根部六自由度固支，B)确定对象的前N个结构模态，其中每个模态由其固有频率和模态刚度表征，C)确定降阶模型建模所需的测试载荷及测试变形，包括：选取前若干阶模态作为结构分析模态选定测试载荷为在由一阶弯曲模态和一阶扭转模态组合的出的变形下产生的随动气动载荷：w＝∑a1{φ1}+∑a2{φ6}    (5)其中，模态加权系数a1及a2取值使组合变形在合理范围内选定生成气动力的载荷风速剔除过大的气动力，从而形成N1组测试载荷，将每组测试载荷加载在有限元模型上并进行非线性有限元计算，得到N1组测试变形，D)利用回归分析法建立非线性结构降阶模型，包括：输入测试载荷与测试变形，给定结构非线性刚度系数形式如(4)式所示：

【技术特征摘要】
1.一种基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法，其特征在于包括：A)初始化，包括建立对象的有限元模型，该有限元模型包括多个节点、多个梁单元、多个集中质量单元，其中至少一部分节点上加载随动力，该对象的根部六自由度固支，B)确定对象的前N个结构模态，其中每个模态由其固有频率和模态刚度表征，C)确定降阶模型建模所需的测试载荷及测试变形，包括：选取前若干阶模态作为结构分析模态选定测试载荷为在由一阶弯曲模态和一阶扭转模态组合的出的变形下产生的随动气动载荷：w＝∑a1{φ1}+∑a2{φ6}(5)其中，模态加权系数a1及a2取值使组合变形在合理范围内选定生成气动力的载荷风速剔除过大的气动力，从而形成N1组测试载荷，将每组测试载荷加载在有限元模型上并进行非线性有限元计算，得到N1组测试变形，D)利用回归分析法建立非线性结构降阶模型，包括：输入测试载荷与测试变形，给定结构非线性刚度系数形式如(4)式所示：利用最小二乘法对(4)式进行回归分析，从而得到结构降阶模型E)利用非线性结构降阶模型确定几何非线性静气动弹性响应，包括在一定风速范围内，对各风速条件下的对象的模型进行基于结构降阶模型的静气动弹性分析，直至计算收敛，得到相应风速下机翼模型的稳定变形即静气动弹性响应。2.根据权利要求1所述的基于结构降阶模型的几何非线性静气动弹性分析方法，其特征在于所述步骤E)包括：E1)输入对象的结构气动模型数据，根据结...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢长川，安朝，杨澜，杨超，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11