一种飞行器前缘结构有限元模型建立方法技术

本发明专利技术公开了一种飞行器前缘结构有限元模型建立方法，在飞行器前缘的对称面建立壳单元，选取前缘结构中心对称面的第一个圆孔区域进行壳单元网格划分，对划分的壳单元网格进行右手螺旋定律检查，使其严格满足右手螺旋定律，单孔区域壳单元沿飞行器前缘的对称面平移8次建立完整的壳单元，完整的壳单元沿飞行器前缘母线以30等分拉伸生成单层体单元，这样，能够方便地对拉伸和镜像生成的全结构体单元孔内表面施加对流边界条件以及前缘外表面的热流施加。生成的体单元再通过镜像生成前缘全结构有限元模型。本发明专利技术在国内首次提出并成功实现了一种飞行器前缘结构有限元模型建立方法，该方法物理概念明晰、操作方法简单、实施效果良好。

A Finite Element Modeling Method for Aircraft Front Structures

The invention discloses a method for building finite element model of aircraft leading edge structure, which establishes shell element on the symmetrical plane of aircraft leading edge, chooses the first circular hole area of the central symmetrical plane of the leading edge structure to divide shell element mesh, and checks the right-handed helix law of the partitioned shell element mesh, so that it strictly meets the right-handed helix law, and the single-hole area shell element is along the aircraft leading edge. A complete shell element is created by translating the symmetrical plane eight times, and the whole shell element is stretched along the leading bus of the aircraft to form a single layer unit with 30 equal parts. Thus, convective boundary conditions and heat flow on the inner surface of the hole of the whole structure unit generated by stretching and mirroring can be applied conveniently to the inner surface of the hole and the outer surface of the leading edge. The volume elements are then mirrored to generate the full-structure finite element model of the leading edge. The present invention first proposes and successfully realizes a finite element model building method for aircraft leading edge structure in China. The method has clear physical concept, simple operation method and good implementation effect.

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器前缘结构有限元模型建立方法
技术介绍
航空航天飞行器进行高超音速飞行的情况下，其表面受到高速气流的气动加热和对流换热联合作用，飞行器前缘最高表面温度甚至超高1800℃，会对飞行器结构产生不良影响，因此必须对飞行器前缘结构进行数值仿真，通过数值仿真确定出强迫对流换热系数。由于飞行器前缘承受气动加热，气动加热作为施加热流与结构表面温度存在耦合关系，因此，建立有限元模型时，必须能够快速提取飞行器前缘体单元表面编号和飞行器前缘体内部圆孔体单元表面编号。
技术实现思路
本专利技术的目的是：提供一种飞行器前缘结构有限元模型建立方法。本专利技术的技术方案如下：附图说明图1是飞行器前缘结构示意图；图2是单孔壳单元连接图；图3是完整壳单元有限元网格；图4是沿飞行器前缘母线拉伸生成的体单元有限元网格；图5是沿通过镜像生成的完整体单元有限元网格；图6是飞行器前缘外表面施加的热流载荷；图7是在飞行器前缘的九个孔的内表面施加强迫对流边界条件；图8是飞行器前缘某时刻的温度云图显示。具体实施方式专利技术原理：一个完整的有限元模型包含网格划分、载荷、约束的施加以及边界条件施加，对于结构比较复杂的模型，根据载荷、约束、边界条件的不同，在建立模型时需要通盘考虑。对于给定的飞行器前缘，其母线、施加对流的内部通道尺寸和数量已经完全确定，有限元数值分析时要求在飞行器前缘外表面施加热流，在飞行器前缘内部圆孔表面施加对流边界条件，由于结构形式的复杂性，在有限元模型建立时必须采取一些技巧才能快速、准确地对家里的模型施加载荷与边界条件。下面结合附图和实施例对本专利技术做进一步说明：步骤一、对飞行器前缘在对称中面实施切分，得到结构中心面(图1)，对结构中心面的第一个圆孔区域进行平面网格划分，划分结果见图2，在有限元建模软件平台自动形成的单元连接方式见表1；表1Quad4网格连接方式步骤二、表1满足右手螺旋定律模型建立规则，对当前壳单元沿着面法线方向拉伸为单层体单元(拉伸控制参数取为1)，对体单元孔内表面施加对流边界条件，得知单元表面有两种编号，必须把两种编号改变为统一编号，则在全结构体单元孔内表面施加对流边界条件才能方便地选择；步骤三、手动修改表1的壳单元CQUAD4编号为表2，由于单层体单元的建立仅仅是为了显示圆孔的单元内表面的编号，圆孔的单元内表面的编号确定后，删除单层体单元；步骤四、对图2在当前坐标系进行平移复制，形成对称面上的全部壳单元(图3)；表2修改后的Quad4网格连接方式步骤五、控制参数取为30，将对称面上的全部壳单元作为基单元沿两条曲线滑动生成体单元，如图4所示。步骤六、镜像(Mirror)生成另一部分体单元网格，如图5所示；步骤七、删除壳单元网格，合并重合点；步骤八、在飞行器前缘外表面施加热流载荷，如图6所示；步骤九、在飞行器前缘的九个孔的内表面施加强迫对流边界条件，如图7所示。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器前缘结构有限元模型建立方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、选取结构中心面的第一个圆孔区域进行平面网格划分形成壳单元；步骤二、对当前壳单元沿着面法线方向拉伸为单层体单元，拉伸控制参数取为1，对体单元孔内表面施加对流边界条件，得知单元表面有两种编号，把两种编号改变为一种编号，则在全结构体单元孔内表面施加对流边界条件才能方便地选择；步骤三、修改壳单元编号，使之右手螺旋定律，并删除单层体单元；步骤四、对单孔区域的壳单元平移形成对称面上的全部壳单元；步骤五、将对称面上的全部壳单元作为基单元沿两条曲线滑动产生新单元；步骤六、镜像生成另一部分体单元网格；步骤七、删除壳单元网格，合并重合点；步骤八、在飞行器前缘外表面施加热流载荷；步骤九、在飞行器前缘的九个孔的内表面施加强迫对流边界条件。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器前缘结构有限元模型建立方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、选取结构中心面的第一个圆孔区域进行平面网格划分形成壳单元；步骤二、对当前壳单元沿着面法线方向拉伸为单层体单元，拉伸控制参数取为1，对体单元孔内表面施加对流边界条件，得知单元表面有两种编号，把两种编号改变为一种编号，则在全结构体单元孔内表面施加对流边界条件才能方便地选择；步骤三、修改壳单元编号，使之右手螺旋定律，并删除单层体单元；步骤四、对单孔区域的壳单元平移形成对称面上的全部壳单元；步骤五、将对称面上的全部壳单元作为基单元沿两条曲线滑动产生新单元；步骤六、镜像生成另一部分体单元网格...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨志斌，白博文，吴敬涛，蒋军亮，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61