CN104200016B - 一种多舵面飞行器模态计算与验证方法 - Google Patents

一种多舵面飞行器模态计算与验证方法 Download PDF

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本发明一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，采用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型，采用有限元模型组装方法建立全飞行器有限元模型，预示飞行器主要模态特性；并采用步进正弦扫描法开展模态试验进行验证，针对多舵面飞行器模态试验时，由于舵面机构连接间存在间隙，影响模态稳定性问题，本发明采用了一种舵面加载方法，克服舵面机械间隙，消除了模态频率、模态共振的不稳定性。本发明有效验证了模态预示方法的科学性，同时采用的舵面逐步加载方法有效克服模态的不稳定性。

Description

一种多舵面飞行器模态计算与验证方法
技术领域
本发明涉及一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，属于载荷与力学环境预示与验证领域。
背景技术
目前，飞行器模态参数是分析结构动力学问题的主要输入条件，特别对于多舵面飞行器，易出现结构动力学问题。因此，分析研究这类飞行器的模态特性具有十分重要的意义。随着计算机技术的高速发展，模态分析一方面在设计阶段可以指导开展产品结构优化设计，并为模态试验提供参考；另一方面，可以依据模态试验结果，反过来修正理论模态分析模型，从而固化经验，后续类似型号飞行器可用模态预示来取代模态试验，节约时间和经费。现有模态分析过程中，首先是建立产品有限元模型，然后采用商用软件求解，如MSC.NASTRAN、ABAQUS、ANSYS等。然而针对大型复杂多舵面飞行器，零件数量数万计，往往需要多人协同建模，采用传统的有限元建模方法耗时费力，而且一旦模型出现问题，需要中从各个环节中取逐一查找，可能需要推倒重新建模。对于舵面传动机构，舵面频率主要受传动机构刚度影响，传统的建模方法是建立舵机的细节模型，但是模型过于细致不但会导致计算量的增加，而且刚度可能模拟不准确。多舵面飞行器因为舵面的影响而具有丰富的结构模态，而舵面传动机构之间间隙的存在会严重影响模态的稳定性，传统的模态试验方法对于这类飞行器的舵面模态试验往往把握不准确，导致模态试验结果失真。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服了现有技术的不足，提供了一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，解决大型复杂产品有限元建模以及舵面模态试验因为间隙而导致模态特性失真的问题。
本发明的技术解决方案是：
一种多舵面飞行器模态计算与验证方法包括：飞行器模态特性的计算与飞行器模态特性计算结果的验证两大部分；
(a)飞行器模态特性计算的具体步骤如下：
(a1)利用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型；所述的舵面传动机构包括后舵机支座、舵机、摇臂、舵轴及舵面；所述舵面传动机构有限元模型的建立方式如下：
舵轴采用梁单元模拟:并将舵轴材料和截面的尺寸赋给梁单元进行模拟；
舵机采用杆单元模拟：通过测试得到舵机刚度值K，依据舵机推杆弹性模量E和舵机长度L，推算得到杆单元的截面面积A＝KL/E，并将A值赋给杆单元进行模拟；
舵机支座、摇臂和舵面采用实体元和板壳元模拟：将对应的材料属性赋给实体元进行模拟；将对应的材料属性和厚度赋给板壳元进行模拟；
(a2)建立除连接部件以外的非舵面传动机构的有限元模型，并采用有限元模型组装法将步骤(1)获得的舵面传动机构有限元模型和非舵面传动机构的有限元模型组装成飞行器整机有限元模型；
具体组装形式如下：首先根据模型的装配顺序和各组件模型的连接关系确定连接部件的有限元模型，然后利用连接部件将各有限元模型组装成飞行器整机模型；
(a3)对步骤(2)中得到的飞行器整机有限元模型进行分析，得到飞行器的模态频率和振型；
(b)飞行器模态特性计算结果验证的具体步骤如下：
(b1)在步骤(1)所述的飞行器刚度高于一定值的部位上均匀布置加速度传感器和控制激振器，其中控制激振器的位置避开加速度传感器位置，布置在能够承受和传递局部集中力的部位；
(b2)若对飞行器非舵面传动机构进行模态试验，则进入步骤(b3)；若对舵面传动机构进行模态试验，则进入步骤(b4)；
(b3)利用步进正弦扫描法开展飞行器非舵面传动机构的模态试验，通过控制激振器将一定变换率的频率范围顺次施加到飞行器上，同时利用加速度传感器测量得到飞行器不同位置的响应，计算得到频响函数，再由频域直接参数识别方法分析频响函数，得到飞行器非舵面传动机构的实际模态频率和振型，并进入步骤(b6)；
(b4)搭建舵面传动机构加载装置并对舵面传动机构的舵面逐步加载一定作用力直至舵面传动机构的模态频率和振型稳定；
(b5)利用步进正弦扫描法开展飞行器舵面传动机构模态试验，通过控制激振器将一定变换率的频率范围顺次施加到飞行器上，同时利用加速度传感器测量得到飞行器不同位置的响应，计算得到频响函数，再由频域直接参数识别方法分析频响函数，得到飞行器舵面传动机构的实际模态频率和振型；
(b6)将步骤(b3)和步骤(b5)得到的飞行器舵面传动机构和非舵面传动机构组成的飞行器整机实际模态频率和振型与步骤(a3)中的理论计算结果进行对比，若两者一致，则存储理论计算结果和模型用于下次使用；否则更改步骤(a)中的飞行器模型进行重新理论计算，直到和模态试验一致，并存储结果。
所述的舵面加载装置包括帆布带、橡皮绳、定滑轮、测力计、动滑轮以及固定立柱；
其中帆布带和舵面结构蒙皮通过强力胶水粘接固连在一起；橡皮绳的一端通过定滑轮与帆布带上的布套连接用于确保帆布带与橡皮绳固连在一起；橡皮绳的另一端与测力计的一端连接在一起；测力计的另一端与动滑轮固定连接；动滑轮的一端固定在立柱上，其另一端连接在加载点上。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明采用等刚度法建立舵面传动机构有限元模型，既简化了有限元模型，又能准确预示飞行器舵面模态特性，解决大型复杂产品有限元建模以及舵面模态试验因为间隙而导致模态特性失真的问题；
(2)本发明采用有限元模型组装法建立全飞行器有限元模型，在保证部件之间装配关系的正确模拟的基础上，提高了建模的效率。
(3)本发明采用舵面逐步加载法有效克服舵面传动机构之间的间隙，确保了舵面模态试验结果的有效性。
附图说明
图1是本发明方法流程图；
图2是本发明有限元模型组装法流程图；
图3是本发明舵面传动机构加载装置示意图；
图4是本发明未加载舵面模态试验结果示例；
图5是本发明加载后舵面模态试验结果示例。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
如图1所示，一种多舵面飞行器模态计算与验证方法包括飞行器模态特性的计算与飞行器模态特性计算结果的验证两大部分；
(a)飞行器模态特性计算的具体步骤如下：
(a1)利用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型；所述的舵面传动机构包括后舵机支座、舵机、摇臂、舵轴及舵面；(舵面传动机构分为副翼、襟翼、方向舵、减速伞；非舵面传动机构机身、机翼、尾翼几大类)
舵面传动机构有限元模型的建立方式如下：
舵轴采用梁单元模拟:并将舵轴材料和截面的尺寸赋给梁单元进行模拟；
舵机采用杆单元模拟：通过测试得到舵机刚度值K，依据舵机推杆弹性模量E和舵机长度L，推算得到杆单元的截面面积A＝KL/E，并将A值赋给杆单元进行模拟；
舵机支座、摇臂和舵面采用实体元和板壳元模拟：将对应的材料属性赋给实体元进行模拟；将对应的材料属性和厚度赋给板壳元进行模拟；
(a2)建立除连接部件以外的非舵面传动机构的有限元模型，并采用有限元模型组装法将步骤(1)获得的舵面传动机构有限元模型和非舵面传动机构的有限元模型组装成飞行器整机有限元模型；
具体组装形式如下：首先根据模型的装配顺序和各组件模型的连接关系确定连接部件的有限元模型，然后利用连接部件将各有限元模型组装成飞行器整机模型；如图2所示，例如当模型之间的装配连接关系为螺栓连接时，螺栓的有限元模型采用CFast进行设计以及当装配连接关系为焊接时，焊接的有限元模型采用梁单元进行设计；
(a3)对步骤(2)中得到的飞行器整机有限元模型进行分析，得到飞行器的模态频率和振型；(利用应商用软件MSC.Nastran中Lanczos法，对全飞行器有限元模型进行求解；)
(b)飞行器模态特性计算结果验证的具体步骤如下：
(b1)在步骤(1)所述的飞行器刚度高于一定值的部位上均匀布置加速度传感器和控制激振器，其中控制激振器的位置避开加速度传感器位置，布置在能够承受和传递局部集中力的部位；
(b2)若对飞行器非舵面传动机构进行模态试验，则进入步骤(b3)；若对舵面传动机构进行模态试验，则进入步骤(b4)；
(b3)利用步进正弦扫描法开展飞行器非舵面传动机构的模态试验，通过控制激振器将一定变换率的频率范围顺次施加到飞行器上，同时利用加速度传感器测量得到飞行器不同位置的响应，计算得到频响函数，再由频域直接参数识别方法分析频响函数，得到飞行器非舵面传动机构的实际模态频率和振型，并进入步骤(b6)；
(b4)搭建舵面传动机构加载装置并对舵面传动机构的舵面逐步加载一定作用力直至舵面传动机构的模态频率和振型稳定；
(b5)利用步进正弦扫描法开展飞行器舵面传动机构模态试验，通过控制激振器将一定变换率的频率范围顺次施加到飞行器上，同时利用加速度传感器测量得到飞行器不同位置的响应，计算得到频响函数，再由频域直接参数识别方法分析频响函数，得到飞行器舵面传动机构的实际模态频率和振型；
如图4所示，舵面未加载之前，舵面模态试验时舵面传动机构之间间隙的存在导致模态响应频率不明显。如图5所示，舵面加载到位之后，有效克服了舵面传动机构之间的间隙，舵面模态试验时模态响应频率明显，且达到共振。
(b6)将步骤(b3)和步骤(b5)得到的飞行器舵面传动机构和非舵面传动机构组成的飞行器整机实际模态频率和振型与步骤(a3)中的理论计算结果进行对比，若两者一致，则存储理论计算结果和模型用于下次使用；否则更改步骤(a)中的飞行器模型进行重新理论计算，直到和模态试验一致，并存储结果。
如图3所示，舵面加载装置包括帆布带、橡皮绳、定滑轮、测力计、动滑轮以及固定立柱；
其中帆布带和舵面结构蒙皮通过强力胶水粘接固连在一起(帆布带一般粘接在舵面的压心附近，确保模态试验中加载与真实情况下受载的一致性。舵面加载时，确保舵面与橡皮绳处于垂直状态)；橡皮绳的一端通过定滑轮与帆布带上的布套连接用于确保帆布带与橡皮绳固连在一起(橡皮绳进行缓冲并使附加刚度尽量小，加载后变形伸长量较大，通常情况下试验场所空间位置有限，因此在橡皮绳上安装一个定滑轮起到改变载荷方向的作用。而实际试验中，可根据试验场所的空间布置确定定滑轮的安装位置和个数)；橡皮绳的另一端与测力计的一端连接在一起；测力计的另一端与动滑轮固定连接；动滑轮的一端固定在立柱上，其另一端连接在加载点上。
测力计的作用是测量所加负载的大小，舵面加载采用从小到大、逐级加载的方式，负载大小不应该大于舵面工作载荷。完成加载后，将在动滑轮导链的另一端连接在固定支柱上，保持所加负载；然后进行模态试验。
本发明已经应用在实际的工程型号当中，具有良好的效果，如表1所示：
项目 现有技术 本发明
舵面传动机构建模 计算量大且精确度不高 简洁有效
飞行器建模效率 效率低 提升效率50％以上
舵面模态结果 失真 真实有效
从表1可以看出，本发明在舵面传动机构建模、飞行器建模效率和舵面模态结果明显优于现有技术。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，其特征在于包括：飞行器模态特性的计算与飞行器模态特性计算结果的验证两大部分；
(a)飞行器模态特性计算的具体步骤如下：
(a1)利用等刚度法建立飞行器舵面传动机构有限元模型；所述的舵面传动机构包括后舵机支座、舵机、摇臂、舵轴及舵面；所述舵面传动机构有限元模型的建立方式如下：
舵轴采用梁单元模拟:并将舵轴材料和截面的尺寸赋给梁单元进行模拟；
舵机采用杆单元模拟：通过测试得到舵机刚度值K，依据舵机推杆弹性模量E和舵机长度L，推算得到杆单元的截面面积A＝KL/E，并将A值赋给杆单元进行模拟；
舵机支座、摇臂和舵面采用实体元和板壳元模拟：将对应的材料属性赋给实体元进行模拟；将对应的材料属性和厚度赋给板壳元进行模拟；
(a2)建立除连接部件以外的非舵面传动机构的有限元模型，并采用有限元模型组装法将步骤(a1)获得的舵面传动机构有限元模型和非舵面传动机构的有限元模型组装成飞行器整机有限元模型；
具体组装形式如下：首先根据模型的装配顺序和各组件模型的连接关系确定连接部件的有限元模型，然后利用连接部件将各有限元模型组装成飞行器整机模型；
(a3)对步骤(a2)中得到的飞行器整机有限元模型进行分析，得到飞行器的模态频率和振型；
(b)飞行器模态特性计算结果验证的具体步骤如下：
(b1)在步骤(a1)所述的飞行器刚度高于一定值的部位上均匀布置加速度传感器和控制激振器，其中控制激振器的位置避开加速度传感器位置，布置在能够承受和传递局部集中力的部位；
(b2)若对飞行器非舵面传动机构进行模态试验，则进入步骤(b3)；若对舵面传动机构进行模态试验，则进入步骤(b4)；
(b3)利用步进正弦扫描法开展飞行器非舵面传动机构的模态试验，通过控制激振器将一定变换率的频率范围顺次施加到飞行器上，同时利用加速度传感器测量得到飞行器不同位置的响应，计算得到频响函数，再由频域直接参数识别方法分析频响函数，得到飞行器非舵面传动机构的实际模态频率和振型，并进入步骤(b6)；
(b4)搭建舵面传动机构加载装置并对舵面传动机构的舵面逐步加载一定作用力直至舵面传动机构的模态频率和振型稳定；
(b5)利用步进正弦扫描法开展飞行器舵面传动机构模态试验，通过控制激振器将一定变换率的频率范围顺次施加到飞行器上，同时利用加速度传感器测量得到飞行器不同位置的响应，计算得到频响函数，再由频域直接参数识别方法分析频响函数，得到飞行器舵面传动机构的实际模态频率和振型；
(b6)将步骤(b3)得到的飞行器非舵面传动机构和步骤(b5)得到的飞行器舵面传动机构组成的飞行器整机实际模态频率和振型与步骤(a3)中的理论计算结果进行对比，若两者一致，则存储理论计算结果和模型用于下次使用；否则更改步骤(a)中的飞行器模型进行重新理论计算，直到和模态试验一致，并存储结果。
2.根据权利要求1所述的一种多舵面飞行器模态计算与验证方法，其特征在于：所述的舵面传动机构加载装置包括帆布带、橡皮绳、定滑轮、测力计、动滑轮以及固定立柱；
其中帆布带和舵面结构蒙皮通过强力胶水粘接固连在一起；橡皮绳的一端通过定滑轮与帆布带上的布套连接用于确保帆布带与橡皮绳固连在一起；橡皮绳的另一端与测力计的一端连接在一起；测力计的另一端与动滑轮固定连接；动滑轮的一端固定在立柱上，其另一端连接在加载点上。
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