机翼结构力学高保真降阶仿真方法、电子设备、存储介质技术

本发明专利技术提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，包括步骤：有限元网格节点配对和刚体约束施加，非剪切载荷加载分析，剪切载荷加载分析，计算等效截面属性。本发明专利技术涉及一种电子设备和存储介质，用于上述方法。本发明专利技术很好地解决了细长结构受剪力作用时，结构内力不再具备周期性的问题，利用结构单胞在弯曲载荷作用下的力学响应，对受剪力情况进行修正，从扰动位移场和面力两个方面予以约束，形式简明，具有良好的可嵌入性。本发明专利技术能够通过模拟机翼结构单胞在不同载荷下的变形，计算其等效降阶模型的等效截面刚度矩阵，进而为飞机机翼的有限元分析提供降阶模型单元，提高飞机机翼模型的分析效率。析效率。析效率。

【技术实现步骤摘要】
机翼结构力学高保真降阶仿真方法、电子设备、存储介质


[0001]本专利技术涉及机翼结构的力学行为降阶仿真分析
，尤其涉及机翼结构力学高保真降阶仿真方法、电子设备、存储介质。

技术介绍

[0002]现代飞机的机翼结构往往是具有复杂几何拓扑、复杂材料构成的细长结构，为了满足由结构高精度、高实时性仿真带来的实际需求，诸多采用了降阶模型的多尺度力学分析方法被提出，并应用在一些实际的机翼结构上。
[0003]多尺度方法，是一种常用的力学分析方法。飞机机翼结构的典型尺寸在米量级，而研究问题(如疲劳断裂问题)中的典型尺寸(如裂纹长度)可能在毫米量级甚至更小。以飞机机翼为代表的细长类结构在沿轴线方向上的尺寸远大于截面方向，若要精细化分析截面尺度的力学问题，如复杂截面应力应变分布，就需要精细地划分有限元网格，然而由于细长结构沿轴线方向的尺寸较大，整体模型的网格数量将会急剧增大，需要消耗大量的计算成本。
[0004]降阶模型是解决此矛盾的有力手段。所谓降阶，是指利用低维度、低自由度数的模型来替代三维的、高自由度数的模型，对于飞机机翼模型，一般是用线状(一维)的梁单元模型来等效特定长度的翼段(三维)。如图1所示，在翼段尺度(小尺度)上，对精细化的翼段有限元模型做几种典型外载荷作用下的变形分析，根据响应得到这一翼段在宏观尺度(大尺度)模型中的等效属性，如弹性模量等，进而用低自由度数的梁单元简化模型组装到整体机翼模型乃至飞机整机模型中，达到快速分析的目的。
[0005]降阶分析的目标是将复杂的三维模型处理成低自由度的降阶模型，是将考虑复杂拓扑和非均质材料的复杂结构等效成简化结构模型来进行宏观仿真，这一过程也常被称为均匀化分析。简化后的降阶模型在宏观尺度具有与原始模型等效的特性，如等效刚度、振型等。作为一种平衡了计算精度和效率的有效结构分析工具，降阶模型在飞机设计的概念设计阶段已经得到了广泛应用。
[0006]目前业界已在应用的机翼结构降阶分析工具有以下几种：
[0007]一是由AnalySwift公司运营的VABS(Variational Asymptotic Beam Sectional Analysis)，可以对复合材料机翼、叶片等细长结构做快速分析，计算细长结构的截面属性(剪心、等效刚度等)，对截面形状、材料组成具有良好的适应性。
[0008]二是由帝国理工载荷控制与气动弹性实验室开发的动气动弹性分析工具SHARPy，提高气动弹性分析效率，同样使用了降阶模型处理机翼结构。
[0009]降阶分析中的关键在于需在结构单胞上施加合适的边界条件，在现有的降阶分析工具中，普遍采用了周期性边界条件(PBC)，但由于细长结构在受到剪力作用时，结构单胞的受力不再具有周期性，导致了周期性边界条件的失效，所以需要进行一定修正。正确的边界条件是正确计算结构单胞等效属性、进而有效应用到宏观模型的基础。

技术实现思路

[0010]为了克服现有技术的不足，本专利技术的目的在于提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，处理分析机翼结构的典型翼段，将其简化为低自由度数的结构单元，获得机翼的等效截面属性，如等效刚度矩阵、剪心位置等，进而可采用简化梁模型进行有限元仿真，提高飞机整机的有限元分析效率。
[0011]本专利技术提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，包括以下步骤：
[0012]有限元网格节点配对与刚体约束施加，对输入的机翼结构单胞有限元模型的相对端面进行节点配对，得到配对节点组，创建用于定义边界条件的参考节点自由度，对所述机翼结构单胞有限元模型的一个端面施加刚体约束；
[0013]非剪切载荷加载分析，采用周期性边界条件，对机翼结构单胞分别施加拉、弯、扭三类载荷，进行有限元分析；
[0014]剪切载荷加载分析，采用物理一致边界条件，对机翼结构单胞施加剪切载荷，进行有限元分析；
[0015]计算等效截面属性，利用所述非剪切载荷加载分析步骤、所述剪切载荷加载分析步骤的分析结果，计算机翼的等效截面属性。
[0016]进一步地，所述非剪切载荷加载分析步骤包括：
[0017]施加周期性边界条件：将周期性边界条件施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；
[0018]非剪切载荷加载步骤：在拉、弯、扭三类载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。
[0019]进一步地，所述剪切载荷加载分析步骤包括：
[0020]施加物理一致边界条件，读取所述非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，得到物理一致边界条件的约束方程，施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；
[0021]剪切载荷加载，在剪切载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。
[0022]进一步地，所述有限元网格节点配对与刚体约束施加步骤包括：
[0023]读取网格模型，确定主从面，设定参考轴位置，对端面的节点进行配对，创建参考点自由度，用于施加外载荷；选取所述机翼结构单胞有限元模型的从面施加刚体约束，限制其平均意义上的位移、转动为零。
[0024]进一步地，所述施加周期性边界条件步骤包括对各所述配对节点组和所述参考节点自由度施加周期性边界条件约束，对于主从面上的每一组节点，利用有限元约束施加方法添加方程约束，所述周期性边界条件的方程形式如下：
[0025][0026]其中，表示主、从面节点位移，x
i
表示节点相对坐标，i＝1,2,3；Δu
i
、Δθ
i
代表主从面的平均相对位移、相对转角；
[0027]所述非剪切载荷加载步骤中，在所述的拉、弯、扭对应的四个参考节点自由度上施
加单位载荷。
[0028]进一步地，所述施加物理一致边界条件步骤包括读取所述非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，计算物理一致边界条件方程的具体形式，施加在所述配对节点组和参考节点自由度上，替换掉所述施加周期性边界条件步骤中所施加的周期性边界条件；同时在配对的边界结点上施加物理一致边界条件的面力部分，适用于机翼结构的物理一致边界条件位移部分约束方程的形式如下：
[0029][0030]其中，Q
k
表示即将施加在结构单胞上的剪力大小，k＝2,3，表示在j方向作用单位弯矩时单胞正边界上扰动场的i方向分量，i＝1,2,3，j＝2,3；
[0031]物理一致边界条件的面力部分形式如下：
[0032][0033]其中表示需施加的修正面力，表示单位弯曲载荷作用时端面面力分布；
[0034]所述剪切载荷加载步骤包括在剪切载荷对应的参考节点自由度上，按单一方向剪力作用、两方向剪力同时作用的工况施加单位载荷。
[0035]进一步地，所述计算等效截面属性步骤包括利用参考节点自由度的位移值求得单胞变形广义应变，同时利用单胞变形应变能，求解结构单胞的等效截面属性刚度矩阵。
[0036]进一步地，所述计算等效截面属性步骤包括：本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：有限元网格节点配对与刚体约束施加，对输入的机翼结构单胞有限元模型的相对端面进行节点配对，得到配对节点组，创建用于定义边界条件的参考节点自由度，对所述机翼结构单胞有限元模型的一个端面施加刚体约束；非剪切载荷加载分析，采用周期性边界条件，对机翼结构单胞分别施加拉、弯、扭三类载荷，进行有限元分析；剪切载荷加载分析，采用物理一致边界条件，对机翼结构单胞施加剪切载荷，进行有限元分析；计算等效截面属性，利用所述非剪切载荷加载分析步骤、所述剪切载荷加载分析步骤的分析结果，计算机翼的等效截面属性。2.如权利要求1所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，所述非剪切载荷加载分析步骤包括：施加周期性边界条件：将周期性边界条件施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；非剪切载荷加载步骤：在拉、弯、扭三类载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。3.如权利要求1所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，所述剪切载荷加载分析步骤包括：施加物理一致边界条件，读取所述非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，得到物理一致边界条件的约束方程，施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；剪切载荷加载，在剪切载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。4.如权利要求1所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，所述有限元网格节点配对与刚体约束施加步骤包括：读取网格模型，确定主从面，设定参考轴位置，对端面的节点进行配对，创建参考点自由度，用于施加外载荷；选取所述机翼结构单胞有限元模型的从面施加刚体约束，限制其平均意义上的位移、转动为零。5.如权利要求2所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于：所述施加周期性边界条件步骤包括对各所述配对节点组和所述参考节点自由度施加周期性边界条件约束，对于主从面上的每一组节点，利用有限元约束施加方法添加方程约束，所述周期性边界条件的方程形式如下：其中，表示主、从面节点位移，x
i
表示节点相对坐标，i＝1,2,3；Δu
i
、Δθ
i
代表主从面的平均相对位移、相对转角；所述非剪切载荷加载步骤中，在所述的拉、弯、扭对应的四个参考节点自由度上施加单

【专利技术属性】
技术研发人员：董雷霆，卢志远，严鹏，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：