基于等效中性面计算的机翼变曲率蒙皮变形重构方法技术

本发明专利技术提供了基于等效中性面计算的机翼变曲率蒙皮变形重构方法，包括：步骤1，确定机翼前缘结构蒙皮部分传感器测点布局方案；步骤2，得到机翼前缘结构件的结构信息矩阵；步骤3，推导弯曲结构受载时结构产生的应变与结构曲率半径间的函数关系；步骤4，计算测试结构的曲率半径值；步骤5，对曲率分布辨识结果加以修正；步骤6，绘制整条变形曲线。本发明专利技术结合机翼前缘结构蒙皮部分服役状态下的结构应变与变形分布，通过配置数量较少的传感器，实现对无规则变曲率结构进行变形监测及变形/位移场重构。本方法解决了不规则变曲率结构在变形及位移监测中的难题，且操作简单，计算量小。计算量小。计算量小。

【技术实现步骤摘要】
基于等效中性面计算的机翼变曲率蒙皮变形重构方法


[0001]本专利技术属于结构健康监测
，尤其涉及基于等效中性面变形原理的机翼变曲率蒙皮变形重构方法。

技术介绍

[0002]可变形的机翼前后缘结构能够根据飞机的飞行任务和外界条件的不同改变气动外形，实现气动外形实时优化，提高飞机的气动效率。飞机服役过程中则需要获取机翼前缘结构实时形态特征，同时根据飞行器任务模式以及大气数据采集信息，制定自适应机翼前缘偏转控制策略，进而利用机翼内部驱动机构使机翼前缘产生偏转。
[0003]当前基于应变信息感知的结构变形重构方法如模态叠加算法，对建模精度要求极高，需要获取大量结构各阶应变模态以及位移模态信息，计算量大、计算过程复杂。基于曲率递推方法的结构变形重构方法适用于大弧度蒙皮、平板等结构的弯曲变形重构，同样适用于机翼前后缘变形重构研究，但仍存在两个亟待解决的关键科学问题。
[0004]一方面，该方法目前无法针对变曲率机翼前缘结构进行应变
‑
变形转换计算，缺少针对于变弯结构的形态重构方法。曲率递推方法可以利用应变信息计算结本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于等效中性面计算的机翼变曲率蒙皮变形重构方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，对机翼前缘结构件进行仿真分析研究，设计机翼前缘蒙皮应变监测方案，划分结构单元网格，确定机翼前缘结构蒙皮部分传感器测点布局方案；步骤2，获取机翼前缘结构件蒙皮的结构信息，得到机翼前缘结构件的结构信息矩阵；步骤3，依据材料力学原理与变曲率结构等效中性面计算原理，推导变曲率结构受载时，结构产生的应变与结构曲率半径间的函数关系；步骤4，根据结构表面测点的应变值及对应的弧长数据，通过测点应变数值计算出测试结构的曲率半径值；步骤5，针对变曲率结构的曲率分布辨识问题，提出一种面向变曲率结构的基于三测点弧长及曲率信息的结构曲率分布辨识方法，并采用基于遗传算法优化的BP神经网络对曲率分布辨识结果加以修正；步骤6，利用坐标变换方法进行节点坐标递推，绘制得到整条变形曲线。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1包括：在有限元仿真软件中对机翼前缘结构件进行仿真设计及分析，设置机翼前缘蒙皮部分上下两边为固支边，模拟机翼前缘与设备舱连接，使机翼前缘蒙皮部分纵向截面呈现近似U型的截面，机翼前缘内部设置驱动装置，驱动装置在前缘蒙皮内部，以四个铰接点连接蒙皮内部的长桁带动前缘结构转动，其中前缘蒙皮部分包含十段由不同层数玻璃纤维层合板构成的厚度不同的复合材料层，且前缘蒙皮部分纵向截面曲线的曲率呈现无规律分布状态；在有限元软件中对机翼前缘蒙皮部分进行结构单元网格的划分：在有限元软件中，机翼前缘蒙皮部分为壳体结构，沿着平行于长桁方向和垂直于长桁方向对机翼前缘蒙皮进行网格划分，网格形状为正方形；通过对机翼前缘结构件进行有限元仿真，在蒙皮部分纵向截面中获得的曲线定义为应变提取路径，提取路径上的应变分布及数值信息；根据机翼前缘蒙皮部分的仿真计算结果，在应变梯度较大区域密集布置更多测点，应变较小部分采取较少测点稀疏布置；最终确定的机翼前缘结构蒙皮部分传感器测点布局方案为：选取三条机翼前缘蒙皮部分的纵向截面曲线作为路径，一条路径位于长桁中间位置，另外两条路径位于中间两侧，每条路径上设置X个测点，机翼前缘蒙皮上共设置X1个测点，每个测点上粘贴一个光纤光栅应变传感器，传感器方向与蒙皮纵向截面方向相同。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤2包括：在机翼前缘结构中，提取测点所在位置结构未变形时的曲率半径数值、测点所在位置距离上下边缘的弧长距离，以及机翼前缘蒙皮部分测点所在位置的蒙皮厚度，对X1个测点进行标注，最后将不同测点的坐标、曲率半径值、弧长距离和蒙皮厚度进行组合，得到机翼前缘结构件的结构信息矩阵，用于后续机翼前缘结构进行变形重构和位移场反演，结构信息矩阵包含的信息及其矩阵表达式如式(1)所示：D＝[X
D Y
D Z
D L
D H
D κ
D
]
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(1)
其中，D为结构信息矩阵，X
D
为测点在直角坐标系中的坐标x值，Y
D
为测点在直角坐标系中的坐标y值，Z
D
为测点在直角坐标系中的坐标z值，L
D
为路径上测点距离路径起点的弧长距离信息，H
D
为机翼前缘蒙皮结构在测点位置的厚度大小，κ
D
为机翼前缘蒙皮结构在测点位置的曲率大小，n为测点数，n＝X1。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤3包括：取机翼前缘蒙皮部分一段结构作为结构单元进行研究，选区的结构中性面长度为在未变形时结构单元中性层曲率半径为R1，结构单元弧长对应的角度为φ，结构单元厚度为h；在机翼前缘结构件内部驱动装置驱动前缘蒙皮偏转时，结构单元产生变形，将变形后结构单元中性层对应的曲率半径定义为R2，变形前后结构单元对应的角度变化大小为dθ，结构单元弧长对应的角度为φ
‑
dθ，结构单元厚度不变仍为h；此时，变形后结构单元上表面的应变ε表示为：其中，中性面在偏转过程中长度保持不变，得到：R2·
(φ
‑
dθ)＝R1·
φ
ꢀꢀꢀꢀ
(4)将式(4)带入式(3)得到：将式(5)进行化简整理得到：由式(6)推导出变形后的结构单元中性层R2的表达式为：5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤4包括：将结构单元上表面设定为结构件外表面，则设定结构单元未变形时外表面曲率半径R＝R1+h/2，结构单元发生变形后外表面曲率半径R
’
＝R2+h/2，表达公式为：
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，步骤5包括：获取结构表面离散曲率信息后，对曲率进行连续化处理，采用的方法是对结构件弧长与曲率之间的关系式进行拟合，并进行线性插值，设定L为结构弧长，根据线性插值算法，曲率κ与弧长L成线性关系，则曲率和弧长的关系式为：κ＝K
·
L2+M
·
L+N
ꢀꢀꢀꢀ
(9)其中，K代表结构件弧长与曲率间拟合关系式的二次项系数，M为拟合关系式的一次项系数，N为结构件弧长与曲率间拟合关系式的截距；为解决前缘结构蒙皮部分曲率不规则变化的问题，提出一种基于遗传算法优化BP神经网络的结构曲率分布预测方法：设定相邻三点的曲率值分别为κ
n
‑1、κ
n
和κ
n+1
，则：其中L
n
‑1、L
n
和L
n+1
分别为相邻三点的弧长数据，由式(10)求得相邻三点之间弧段上弧长与曲率间拟合关系式的二次项系数K、一次项系数M和截距N的值为：将...

【专利技术属性】
技术研发人员：曾捷，赵悦琦，吴琪，朱洋洋，芦奕菲，卢睿昕，杨宇，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
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