CN106156444A - 一种飞机气动载荷处理方法及飞机强度计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机气动载荷处理方法及飞机强度计算方法。所述飞机气动载荷处理方法包括如下步骤：步骤1：构建待分析结构的有限元模型，并获取单元信息；步骤2：为有限元模型施加气动载荷，并获取气动载荷信息，根据气动载荷信息通过插值法将将气动载荷信息插值至所述节点信息中，从而得到节点载荷信息；步骤3：将单元信息中的各个单元的节点编号替换成节点载荷信息中的各个节点所对应的气动载荷值，从而获得气动载荷信息，并将气动载荷信息带入所述步骤1中的有限元模型。本发明中的飞机气动载荷处理方法本发明提供的气动载荷处理方法适用性强，对于复杂外形的结构件以及气动载荷节点稀疏的情况下都可运用，并能取得较好计算结果。

Description

一种飞机气动载荷处理方法及飞机强度计算方法

技术领域

本发明涉及飞机强度技术领域，特别是涉及一种飞机气动载荷处理方法及飞机强度计算方法。

背景技术

气动载荷是飞机机身，机翼以及发动机压气机叶片等航空器部件所承受的主要载荷。在进行以上部件静强度分析时，由于其结构较为复杂，通常会采用相应的有限元软件进行分析计算，例如Nastran，ANSYS，Abaqus等。气动载荷一般会以节点压力的形式给出，例如飞机结构表面某点的压力系数。

在利用有限元软件分析过程中，结构固体网格节点很难与压力节点一一对应。一般的处理方法是选用一个最严苛的压力施加到结构整个或者局部网格节点。此方法计算较为简单，得到的结果偏于保守，为了满足强度要求会付出结构重量上升的代价。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞机气动载荷处理方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种飞机气动载荷处理方法，用于计算待分析结构在气动载荷下的强度之前的处理，所述飞机气动载荷处理方法包括如下步骤：步骤1：构建待分析结构的有限元模型，并获取单元信息，每个单元信息包括每个单元中的各个节点信息，所述节点信息包括节点编号及节点坐标；步骤2：为有限元模型施加气动载荷，并获取气动载荷信息，根据气动载荷信息通过插值法将将气动载荷信息插值至所述节点信息中，从而得到节点载荷信息，所述节点载荷信息包括各个节点以及各个节点所对应的气动载荷值；步骤3：将所述步骤1中的单元信息中的各个单元的节点编号替换成所述步骤2中的节点载荷信息中的各个节点所对应的气动载荷值，从而获得气动载荷信息，所述气动载荷信息包括各个单元的气动载荷值，并将气动载荷信息带入所述步骤1中的有限元模型。

优选地，所述步骤1具体为：采用有限元软件构建有限元模型，所述单元信息以文件形式输出，形成单元信息文件。

优选地，所述步骤2具体为：步骤21：在有限元软件中施加气动载荷，通过有限元软件获取气动载荷信息，并将其以文件形式导出，形成气动载荷信息文件，所述气动载荷信息文件包括各个气动载荷编号、各个气动载荷编号所对应的气动载荷值坐标以及气动载荷值；步骤22：将气动载荷信息中的气动载荷值坐标作为被插值点，将导出的单元节点作为插值点，选用最近邻插值法，插值得到与所述单元信息文件中的节点编号对应的气动载荷值，从而形成所述节点载荷信息，并将其以文件形式导出，形成节点载荷信息文件。

优选地，所述步骤3中的气动载荷信息以文件形式输出，从而形成气动载荷信息文件，所述气动载荷信息文件通过命令流文件带入所述有限元模型。

优选地，所述有限元模型采用ANSYS软件建立。

本申请还提供了一种飞机强度计算方法，所述飞机强度计算方法包括如下步骤：步骤1：采用如上所述的飞机气动载荷处理方法进行处理，从而得到带有气动载荷信息的有限元模型；步骤2：设置试验参数以及边界条件，计算所述有限元模型强度。

本发明中的飞机气动载荷处理方法本发明提供的气动载荷处理方法适用性强，对于复杂外形的结构件以及气动载荷节点稀疏的情况下都可运用，并能取得较好计算结果。避免了利用传统处理方法处理气动载荷时过于保守或计算量较大的问题。并且该过程可通过程序化实现，对于网格节点数较多的情况，能够大大提高运算效率。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的飞机气动载荷处理方法的流程示意图。

图2是图1所示的飞机气动载荷处理方法中的一个单元的示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

图1是根据本发明一实施例的飞机气动载荷处理方法的流程示意图。图2是图1所示的飞机气动载荷处理方法中的一个单元的示意图。

如图1所示的飞机气动载荷处理方法用于计算待分析结构在气动载荷下的强度之前的处理，其包括如下步骤：

步骤1：构建待分析结构的有限元模型，并获取单元信息，每个单元信息包括每个单元中的各个节点信息，所述节点信息包括节点编号及节点坐标；

步骤2：为有限元模型施加气动载荷，并获取气动载荷信息，根据气动载荷信息通过插值法将将气动载荷信息插值至所述节点信息中，从而得到节点载荷信息，所述节点载荷信息包括各个节点以及各个节点所对应的气动载荷值；

步骤3：将所述步骤1中的单元信息中的各个单元的节点编号替换成所述步骤2中的节点载荷信息中的各个节点所对应的气动载荷值，从而获得气动载荷信息，所述气动载荷信息包括各个单元的气动载荷值，并将气动载荷信息带入所述步骤1中的有限元模型。

在本实施例中，步骤1具体为：采用有限元软件构建有限元模型，所述单元信息以文件形式输出，形成单元信息文件。

在本实施例中，步骤2具体为：

步骤21：在有限元软件中施加气动载荷，通过有限元软件获取气动载荷信息，并将其以文件形式导出，形成气动载荷信息文件，所述气动载荷信息文件包括各个气动载荷编号、各个气动载荷编号所对应的气动载荷值坐标以及气动载荷值；

步骤22：将气动载荷信息中的气动载荷值坐标作为被插值点，将导出的单元节点作为插值点，选用最近邻插值法，插值得到与所述单元信息文件中的节点编号对应的气动载荷值，从而形成所述节点载荷信息，并将其以文件形式导出，形成节点载荷信息文件。

在本实施例中，所述步骤3中的气动载荷信息以文件形式输出，从而形成气动载荷信息文件，所述气动载荷信息文件通过命令流文件带入所述有限元模型。

在本实施例中，所述有限元模型采用ANSYS软件建立。

本申请还提供了一种飞机强度计算方法，所述飞机强度计算方法包括如下步骤：

步骤1：采用如上所述的飞机气动载荷处理方法进行处理，从而得到带有气动载荷信息的有限元模型；

步骤2：设置试验参数以及边界条件，计算所述有限元模型强度。

为了方便理解，下面以举例的方式对本申请进行进一步阐述，可以理解的是，该举例并不构成对本申请的任何限制。

在该举例中，均以ANSYS为基础进行。

步骤1：利用有限元处理软件离散待分析结构，得到结构有限元模型，并获取单元信息，为了方便解释，下面以该有限元模型中的一个单元e_x为例，如图2所示(i,j,k,l为单元节点编号)，并导出带有坐标的节点编号文件。

文件格式如表1所示：

表1节点对应坐标值

节点编号	X	Y	Z
				i	xi	yi	zi
j	xj	yj	zj
				k	xk	yk	zk
l	xl	yl	zl

步骤2：为有限元模型施加气动载荷，并获取气动载荷信息，根据气动载荷信息通过插值法将将气动载荷信息插值至所述节点信息中，从而得到节点载荷信息，节点载荷信息包括各个节点以及各个节点所对应的气动载荷值，具体地，气动载荷坐标点坐标及载荷值如表2所示。将气动载荷坐标点作为被插值点，将导出的单元节点作为插值点。在MATLAB中编写M文件，调用TriScatteredInterp函数，选用最近邻插值法，插值得到与单元节点对应的气动载荷值。插值原理如图2所示，即寻找与单元节点最近的气动载荷坐标点，并将此坐标点压力值作为该节点的压力值。插值完成后单元节点对应的载荷值如表3所示

表2气动载荷坐标点及载荷值

表3单元节点对应的载荷值

并利用ANSYS中list elements功能导出单元对应的节点载荷信息文件件。如表4所示

表4单元对应的节点编号

步骤3：将步骤1中的单元信息中的各个单元的节点编号替换成步骤2中的节点载荷信息中的各个节点所对应的气动载荷值，从而获得气动载荷信息，并以文件形式输出，从而形成气动载荷信息文件。如表5所示。

表5单元对应的节点气动载荷

为该气动载荷信息文件加入命令流，在本实施例中，由于采用ANSYS软件进行，因此，相应地采用的命令流为：在气动载荷信息文件相应的列增加“SFE”，“PRES”和“,”。输出ANSYS可读入的施加单元压强的命令流文件：

SFE,e_x,,PRES,,P_r,P_m,P_n,P_r。

将加有命令流的文件带入有限元模型即可。

在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的相关装置和方法，可以通过其他的方式实现。例如，以上所描述的装置仅仅是示意性的，例如，所述模块和单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信临街，可以是电性、机械或其他的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明的实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中，基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使计算机处理器执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括U盘、移动硬盘、只读存储器、随机存取存储器、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (6)

1.一种飞机气动载荷处理方法，用于计算待分析结构在气动载荷下的强度之前的处理，其特征在于，所述飞机气动载荷处理方法包括如下步骤：

步骤1：构建待分析结构的有限元模型，并获取单元信息，每个单元信息包括每个单元中的各个节点信息，所述节点信息包括节点编号及节点坐标；

步骤2：为有限元模型施加气动载荷，并获取气动载荷信息，根据气动载荷信息通过插值法将将气动载荷信息插值至所述节点信息中，从而得到节点载荷信息，所述节点载荷信息包括各个节点以及各个节点所对应的气动载荷值；

步骤3：将所述步骤1中的单元信息中的各个单元的节点编号替换成所述步骤2中的节点载荷信息中的各个节点所对应的气动载荷值，从而获得气动载荷信息，所述气动载荷信息包括各个单元的气动载荷值，并将气动载荷信息带入所述步骤1中的有限元模型。

2.如权利要求1所述的飞机气动载荷处理方法，其特征在于,所述步骤1具体为：采用有限元软件构建有限元模型，所述单元信息以文件形式输出，形成单元信息文件。

3.如权利要求2所述的飞机气动载荷处理方法，其特征在于,所述步骤2具体为：

步骤21：在有限元软件中施加气动载荷，通过有限元软件获取气动载荷信息，并将其以文件形式导出，形成气动载荷信息文件，所述气动载荷信息文件包括各个气动载荷编号、各个气动载荷编号所对应的气动载荷值坐标以及气动载荷值；

步骤22：将气动载荷信息中的气动载荷值坐标作为被插值点，将导出的单元节点作为插值点，选用最近邻插值法，插值得到与所述单元信息文件中的节点编号对应的气动载荷值，从而形成所述节点载荷信息，并将其以文件形式导出，形成节点载荷信息文件。

4.如权利要求3所述的飞机气动载荷处理方法，其特征在于，所述步骤3中的气动载荷信息以文件形式输出，从而形成气动载荷信息文件，所述气动载荷信息文件通过命令流文件带入所述有限元模型。

5.如权利要求4所述的飞机气动载荷处理方法，其特征在于，所述有限元模型采用ANSYS软件建立。

6.一种飞机强度计算方法，其特征在于，所述飞机强度计算方法包括如下步骤：

步骤1：采用如权利要求1至5中任意一项所述的飞机气动载荷处理方法进行处理，从而得到带有气动载荷信息的有限元模型；

步骤2：设置试验参数以及边界条件，计算所述有限元模型强度。