CN107038296B - 一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置，其中，所述方法包括确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；将有限元点划分成有限元单元；针对每个气动点，确定气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则将气动点的载荷分配到气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；若否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；将气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。通过本发明提供的载荷分布方法，计算结果的准确性高。
Description
技术领域
本发明涉及飞机机翼有限元点载荷的计算技术领域，特别是涉及一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置。
背景技术
飞机翼面结构需要承受的载荷包括气动载荷、惯性载荷和集中力载荷。在进行有限元计算时需要将气动载荷、惯性载荷和集中力载荷向有限元点上映射，映射结果需满足总载与总力矩相等、压心位置不变。由于映射方法是一种数值方法，存在分配精度问题，需要对分配后的载荷进行配平及分载，不同的求解方法会有不同结果，因此翼面结构有限元点上载荷分配的真实性是全机有限元求解结果准确性的前提。
目前，较为常用的有限元点上载荷的分配方案为三点排方案，三点排方案就是将一个气动点上的载荷分配到邻近的3个有限元点上，这3个有限元点需满足如下3个要求：要求一、3个有限元点必须不共线；要求二、3个有限元点必须离气动点A最近；要求三、气动点A必须位于3个有限元点组成的三角形的区域内。
以三个有限元点为1、2、3，气动点为A为例，参照图1对三点排方案进行说明。该方案需要汇总所有的点，并且各点均都需要按公式
处理计算得到分配的载荷，对于单元共节点的载荷，直接相加，即可完成气动节点到有限元点的载荷映射。其中，j＝1、2、3为三个有限元点的标识，PA：气动点A上的载荷，A为三角形123的面积，A1：三角形A23的面积，A2：三角形A13的面积，A3：三角形A12的面积。
三点排方案需要满足的条件过分苛刻，对于一些气动点，找到最近的3个有限元点，却没有落入其组成的三角形区域内，分配无法处理，不能保证分配的合理性。可见，现有的飞机翼面上有限元点载荷的分配方案无法保证分配的合理性，也即载荷分配的准确性差。
发明内容
鉴于上述现有的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方案无法保证分配的合理性的问题，提出了本发明以便提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的确定飞机翼面载荷分布的方法与装置。
依据本发明的一个方面，提供了一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，包括：确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；若否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。
可选地，在所述将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上的步骤之后，所述方法还包括：依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。
可选地，所述将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷的步骤，包括：通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。
可选地，所述将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元内的各有限元点上的步骤，包括：针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能
其中，所述Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能；以所述变形能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；对所述第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；将所述第二公式代入所述方程组中，构建系数列矩阵；依据所述系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入所述第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。
可选地，所述分配误差包括力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差；所述依据分配误差对所述飞机机翼的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正的步骤，包括：确定载荷为所述力载荷误差、X轴力矩为所述X轴力矩误差、Y轴力矩为所述Y轴力矩误差的点以及所述点的坐标；将所述点的载荷分配到所述飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。
依据本发明的另一个方面，提供了一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置，包括：第一确定模块，用于确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；载荷计算模块，用于将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；单元划分模块，用于将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；判断模块，用于针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；第一载荷分配模块，用于若所述判断模块的判断结果为是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；构建模块，用于若所述判断模块的判断结果为否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；第二载荷分配模块，用于将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。
可选地，所述装置还包括：误差确定模块，用于在所述第二载荷分配模块将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上之后，依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；修正模块，用于依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。
可选地，所述载荷计算模块包括：单元构建子模块，用于通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；三角形子单元划分子模块，用于针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；面积确定子模块，用于针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；载荷分量确定子模块，用于依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；计算子模块，用于针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。
可选地，所述第一载荷分配模块包括：形变能确定子模块，用于针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能
其中，所述Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能；第一公式确定子模块，用于以所述变形能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；第二公式确定子模块，用于对所述第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；方程组构建子模块，用于依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；载荷确定子模块，用于将所述第二公式代入所述方程组中，构建系数列矩阵；依据所述系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入所述第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。
可选地，所述分配误差包括力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差；所述修正模块包括：点确定子模块，用于确定载荷为所述力载荷误差、X轴力矩为所述X轴力矩误差、Y轴力矩为所述Y轴力矩误差的点以及所述点的坐标；修正载荷分配子模块，用于将所述点的载荷分配到所述飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。
本发明实施例提供的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方案，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的分布方案，由于是由计算设备自动对飞机翼面中有限元点载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷后，依据总输入载荷确定分配误差，依据分配误差对各有限点上分布的载荷进行修正，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是气动点与有限元点组成的三角形区域；
图2是根据本发明实施例一的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图；
图3是多点排分配方法的示意图；
图4是根据本发明实施例二的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图；
图5是机翼单翼面上气动点的分布示意图；
图6是机翼单翼面上有限元点的分布示意图；
图7是机翼单翼面上前后梁有限元点的分布示意图；
图8是根据本发明实施例三的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置的结构框图；
图9是根据本发明实施例四的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置的结构框图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
实施例一
参照图2，示出了本发明实施例一的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图。
本发明实施例的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法包括以下步骤：
步骤101：确定待计算的飞机翼面包含的各气动点以及有限元点。
在实际应用过程中，需要计算飞机的左机翼上、下面的载荷，以及右机翼上、下面的载荷。本发明实施例中，以计算飞机单侧机翼上的单面为例进行说明。在具体实现过程中，重复采用本发明实施例中提供的方法，即可确定各翼面中有限元点载荷分布情况。
将左右机翼的上下翼面的有限元节点以及气动点进行分组，分别分为左上、左下、右上右下翼面对应有限元单元以及气动点单元，以便于进行载荷修正配平。在确定某一翼面载荷分布时，则需首先获取该翼面对应的有限元点以及气动点，其中，气动点为气动实验点，气动点上的气动载荷将分配到有限元点上。
步骤102：将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷。
气动点的分布规律为沿着翼展的方向布置N排，每排根据机翼的实际外形布置M个点，各排之间布置的点数可以不同。
通过气动点构造四边形和三角形气动点单元。具体地，由第一排的第一个点和第二个点与第二排的第一个点和第二个点构造，如果各排点数不同，用三角形来替代四边形，依次构建各排的四边形与三角形气动点单元。
将气动点上的CP值，通过积分转换为气动点上的载荷，在计算飞机翼面上各气动点的载荷时，获取翼面上各气动点对应的坐标以及CP值，以及速压，依据这些参数确定各气动点的载荷。
在计算气动点载荷时，将气动点上的CP值，通过积分转换为气动点上的载荷，具体方式参见相关技术即可，本发明实施例中对此不做具体限制。
步骤103：将有限元点划分成有限元单元。
其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点，有限元点作为有限元单元的各顶点。
步骤104：针对每个气动点，确定气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则执行步骤105；若否，则执行步骤106。
飞机翼面的有限元单元由三角形和四边形构成，气动点向XOY面投影，与有限元单元的顶点向XOY面投影(四边形投影为四边形，三角形投影为三角形)，如果气动点的投影在有限元单元内，就将气动点上的载荷分配到有限元单元对应的有限元点上。如果气动点的投影未处于有限元单元内，则通过机翼前后梁上的有限元点重组有限元单元。
步骤105：将气动点的载荷分配到气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上。
对落入有限元单元内的气动点采用多点排的载荷分配方法。其中，多点排分配方法的示意图如图3所示，其中A点即气动点。多点排的载荷分配方案的基本思路是假设有限元点和气动点之间有一根无形的梁，它是以气动点一端为固支的悬臂梁，其自由端上的有限元点分配到的载荷Fj时变形能为
以
为变量构建拉格朗日函数；再根据变形能最小原则对有限元点的载荷Fj求偏导令偏导数的值为0得到转化后的公式；然后依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；依据所构建的方程组以及转化后的公式确定有限元点上分配的载荷。
步骤106：按照飞机翼面有限元点肋站位选择气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元。
对于那些没有落入有限元单元的气动点，按主机翼有限元节点肋站位选择前梁有限元点，和后梁有限元点(见图7中带编号的点)，每个站位选择两个点，选择的点数为站位数乘以2，按照肋站位的顺序构造四边形，选择气动点到四边形四个节点的距离和最小的四边形。
步骤107：将气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。
本步骤中将该气动点的载荷采用多点排分布方法，分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。具体分配方式参照步骤105中的相关说明即可，在此不再赘述。
重复执行步骤104至步骤107即可将各气动点的载荷分配到有限元点上。计算机程序即可自动将确定的载荷与有限元点进行对应存储，并生成特定格式的文本。
对于特定格式的设定可以由本领域技术人员根据实际需求进行设置，本发明实施例中对此不作具体限定，例如设置成Force卡的格式、Excel表的格式等。
本发明实施例最终确定的各有限元点的载荷即可反映出飞机翼面的载荷分布情况。
本发明实施例提供的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的分布方法，由于是由计算设备自动对飞机翼面中有限元点的载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷后，依据总输入载荷确定分配误差，依据分配误差对各有限点上分布的载荷进行修正，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
实施例二
参照图4，示出了本发明实施例二的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法的步骤流程图。
本发明实施例的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法包括以下步骤：
步骤201：确定待计算的飞机翼面包含的各气动点以及有限元点。
本发明实施例中的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法通过计算机中预设的计算机程序执行。在实际应用过程中，需要计算飞机的左机翼上、下面的载荷，以及右机翼上、下面的载荷。本发明实施例中，以计算飞机单侧机翼上的单面为例进行说明。在具体实现过程中，重复采用本发明实施例中提供的方法，即可确定各翼面中有限元点载荷分布情况。
将左右机翼的上下翼面的有限元节点以及气动点进行分组，分别分为左上、左下、右上右下翼面对应有限元单元以及气动点单元，以便于进行载荷修正配平。在确定某一翼面载荷分布时，则需首先获取该翼面对应的有限元点以及气动点飞机翼面上气动点的分布示意图如图5所示，飞机翼面上有限元点的分布示意图如图6所示，其中，气动点为气动实验点，气动点上的气动载荷将分配到有限元点上。
步骤202：将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷。
一种优选的计算各气动点的载荷的方式如下子步骤：
S1：通过气动点构建气动点单元；
每个气动点分组即为一个气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形。
S2：针对每个气动点单元，当气动点单元为三角形时，将气动点单元划分成两个三角形子单元；当气动点单元为四边形时，将四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；
以将有限元点围成的四边形沿对角线划分为4个三角形为例，设四个气动点分别为i、j、k、w(i、j、k、w代表连续的四个正整数)，i、j、k、w顺时针排列围成四边形，划分后的四个三角形子单元分别为i、j、k围成的三角形子单元，j、k、w围成的三角形，k、w、i围成的三角形子单元以及w、i、j围成的三角形子单元。
S3：针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定三角形子单元的面积；
S4：依据面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；
具体地，可以依据如下公式计算顶点处各气动点的载荷分量：
下面以计算i、j、k围成的三角形子单元中各顶点处的载荷分量为例，首先确定i、j、k三个气动点的载荷系数分别为qi qj qk，通过如下公式分别计算气动点i的载荷分量Pi，气动点j载荷分量Pj，气动点k的载荷分量pk：
其中，S为气动点i、j、k围成的三角形子单元的面积。
重复执行上述步骤即可确定一个有限元单元中包含的四个三角形子单元的顶点处的气动点对应的载荷分量，即最终可计算可以得到四个气动点的12个载荷分量，也就是说每个有限元点将对应三个载荷分量，以i点为例，则对应pi1、pi2、pi3三个载荷分量。
S4：针对每个气动点，依据气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定气动点的目标载荷分量；
需有说明的是，若气动点所在气动点单元为四边形则将采用上述公式，若气动点所在单元为三角形则无需除以系数2，而直接将S3中计算出的该气动点对应的载荷分量相加即可。
S5：依据目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定气动点的载荷。
Fi＝Pi×g×Vp；
其中，Fi为分配到气动点上的力载荷；S为三角形的面积；Pi为载荷分量；Vp为速压系数；g为重力加速度。
重复执行步骤S2至S5即可确定出各气动点单元中的、各气动点的载荷。
步骤203：将有限元点划分成有限元单元。
其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点。
步骤204：针对每个气动点，确定气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则执行步骤205；若否，则执行步骤206。
飞机翼面的有限元单元由三角形和四边形构成，气动点向XOY面投影，与有限元单元的顶点向XOY面投影(四边形投影为四边形，三角形投影为三角形)，如果气动点的投影在有限元单元内，就将气动点上的载荷分配到有限元单元对应的有限元点上。如果气动点的投影未处于有限元单元内，则通过机翼前后梁上的有限元点重组有限元单元，其中，飞机翼面上前后梁有限元点的分布示意图如图7所示,图7中带编号的点即有限元点。
步骤205：将气动点的载荷分配到气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上。
具体地将气动点的载荷分配到气动点投影所处有限元单元内的各有限元点上时，对落入有限元单元内的气动点采用多点排的载荷分配方法，其中，多点排分配方法的示意图如图3所示，该方式如下：
针对气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将气动点与所述有限元点作为一梁，以气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能
其中，Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能。
以变形能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；第一公式如下：
其中，式中λ,λx,λy为系数，xj表示第j个有限元点的横坐标，yj表示第j个有限元点的纵坐标。式中xA为气动点的横坐标，yA为气动点的纵坐标，Lj为有限元j点与气动点之间的距离。
对第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；第二公式如下：
本子步骤中根据变形能最原则，对有限元点的载荷Fj求偏导数，并令偏导数的值为0，得到上述第二公式。
依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；所构建的方程组如下：
其中，n为有限元节点数。xj表示第j个有限元点的横坐标即X坐标，yj表示第j个有限元点的纵坐标即Y坐标，xA为气动点的横坐标，yA为气动点的纵坐标。
将第二公式代入方程组中，构建系数列矩阵；所构建的系数列矩阵如下：
依据系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。
其中，求解出的系数分别为：λ,λx,λy。通过求解这三个系数已经为已知量，因此将这三个值反代回至第二公式
中，即可得到有限元点的Fj即载荷。
重复执行该公式即可计算出各有限元点的载荷。
步骤206：按照飞机翼面有限元点肋站位选择气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元。
对于那些没有落入有限元单元的气动点，按主机翼有限元节点肋站位选择前梁有限元点，和后梁有限元点(见图7中带编号的点)，每个站位选择两个点，选择的点数为站位数乘以2，按照肋站位的顺序构造四边形，选择气动点到四边形四个节点的距离和最小的四边形。
步骤207：将气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。
本步骤中将该气动点的载荷采用多点排分布方法，分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。具体分配方式参照步骤205中的相关说明即可，在此不再赘述。
重复执行步骤204至步骤207即可将各气动点的载荷分配到有限元点上。在确定各有限元点的载荷后还需要对位于飞机翼面前后梁上的有限元点的载荷进行误差修正，具体误差修正方式如步骤208至步骤209中所示。
步骤208：依据各有限元点的载荷计算飞机翼面的总载荷，并将总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差。
由于通过载荷系数求气动点上的载荷采用的是线性积分的方法，故和实际的外形曲面积分存在一定的误差，所以通过将有限元点位于(0,0,0)点处的合力载荷，与总输入载荷进行比较，求出分配误差。其中，分配误差包括：力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差，分别为：
力载荷误差为
Y轴力矩误差为
X轴力矩误差为
步骤209：依据分配误差对飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。
具体地，确定载荷为力载荷误差、X轴力矩为X轴力矩误差、Y轴力矩为Y轴力矩误差的点以及该点的坐标；将点的载荷分配到飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。也即将误差修正到位于前后梁上的四个有限元点上。
修正的基本思路是假定某个点Q上的载荷为
该点对X轴的矩为
对Y轴的矩为
则Q点的坐标为
按照多点排分配法将Q点载荷分配到第一个站位的前后缘两个点与最后一个站位的前后缘四个点上。
步骤210：将确定的第二载荷与有限元点进行对应存储，并生成特定格式的文本。
对于特定格式的设定可以由本领域技术人员根据实际需求进行设置，本发明实施例中对此不作具体限定，例如设置成Force卡的格式、Excel表的格式等。
本发明实施例提供的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的分布方法，由于是由计算设备自动对飞机翼面中有限元点的载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷后，依据总输入载荷确定分配误差，依据分配误差对各有限点上分布的载荷进行修正，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
实施例三
参照图8，示出了本发明实施例三的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布装置的结构框图。
本发明实施例的确定飞机翼面中有限元点载荷分布装置包括：第一确定模块301，用于确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；载荷计算模块302，用于将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；单元划分模块303，用于将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；判断模块304，用于针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；第一载荷分配模块305，用于若所述判断模块304的判断结果为是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；构建模块306，用于若所述判断模块304的判断结果为否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；第二载荷分配模块307，用于将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。
本发明实施例提供的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置，将气动点上的载荷自动分配到有限元点上，是根据有限元节点坐标位置来综合考虑，因此具有很强的实用性、以及合理性。不仅如此，本发明实施例提供的分布方法，由于是由计算设备自动对飞机翼面中有限元点的载荷进行分布，而无需人工手动参与，因此，计算结果的准确性高。再一方面，在计算出各有限元点上分布的载荷后，依据总输入载荷确定分配误差，依据分配误差对各有限点上分布的载荷进行修正，能够实现分配的压力总载与输入压力总载相等且压心位置相同，从而保证气动载荷分布的合理性。
实施例四
参照图9，示出了本发明实施例四的一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布装置的结构框图。
本发明实施例的确定飞机翼面中有限元点载荷分布装置包括：第一确定模块401，用于确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；载荷计算模块402，用于将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；单元划分模块403，用于将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；判断模块404，用于针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；第一载荷分配模块405，用于若所述判断模块404的判断结果为是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；构建模块406，用于若所述判断模块404的判断结果为否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；第二载荷分配模块407，用于将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。
优选地，所述装置还包括：误差确定模块408，用于在所述第二载荷分配模块将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上之后，依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；修正模块409，用于依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。
优选地，所述载荷计算模块402包括：单元构建子模块，用于通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；三角形子单元划分子模块，用于针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；面积确定子模块，用于针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；载荷分量确定子模块，用于依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；计算子模块，用于针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。
优选地，所述第一载荷分配模块405包括：形变能确定子模块，用于针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能
其中，所述Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能；第一公式确定子模块，用于以所述变形能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；第二公式确定子模块，用于对所述第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；方程组构建子模块，用于依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；载荷确定子模块，用于将所述第二公式代入所述方程组中，构建系数列矩阵；依据所述系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入所述第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。
优选地，所述分配误差包括力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差；所述修正模块409包括：点确定子模块，用于确定载荷为所述力载荷误差、X轴力矩为所述X轴力矩误差、Y轴力矩为所述Y轴力矩误差的点以及所述点的坐标；修正载荷分配子模块，用于将所述点的载荷分配到所述飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。
本实施例的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置用于实现前述实施例一以及实施例二中相应的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，并且具有相应的方法实施例的有益效果，在此不再赘述。
在此提供的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方案不与任何特定计算机、虚拟系统或者其它设备固有相关。各种通用系统也可以与基于在此的示教一起使用。根据上面的描述，构造具有本发明方案的系统所要求的结构是显而易见的。此外，本发明也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现在此描述的本发明的内容，并且上面对特定语言所做的描述是为了披露本发明的最佳实施方式。
在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。
本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自适应性地改变并且把它们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可以把它们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相似目的的替代特征来代替。
此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。
本发明的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。本领域的技术人员应当理解，可以在实践中使用微处理器或者数字信号处理器(DSP)来实现根据本发明实施例的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方案中的一些或者全部部件的一些或者全部功能。本发明还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部分或者全部的设备或者装置程序(例如，计算机程序和计算机程序产品)。这样的实现本发明的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载体信号上提供，或者以任何其他形式提供。
应该注意的是上述实施例对本发明进行说明而不是对本发明进行限制，并且本领域技术人员在不脱离所附权利要求的范围的情况下可设计出替换实施例。在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。本发明可以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。单词第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序。可将这些单词解释为名称。
Claims (8)
1.一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，其特征在于，包括：
确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；
将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；
将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；
针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；
若是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；
若否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；
将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上；
所述方法还包括：依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正；所述分配误差包括力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差；所述误差修正的步骤包括：确定载荷为所述力载荷误差、X轴力矩为所述X轴力矩误差、Y轴力矩为所述Y轴力矩误差的点以及所述点的坐标；将所述点的载荷分配到所述飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上的步骤之后，所述方法还包括：
依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；
依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷的步骤，包括：
通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；
针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；
针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；
依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；
针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；
依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元内的各有限元点上的步骤，包括：
针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能
其中，所述Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能；
以所述形变能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；
对所述第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；
依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；
将所述第二公式代入所述方程组中，构建系数列矩阵；
依据所述系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入所述第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。
5.一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置，其特征在于，包括：
第一确定模块，用于确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；
载荷计算模块，用于将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；
单元划分模块，用于将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；
判断模块，用于针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；
第一载荷分配模块，用于若所述判断模块的判断结果为是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；
构建模块，用于若所述判断模块的判断结果为否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；
第二载荷分配模块，用于将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上；
修正模块，用于依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正；所述分配误差包括力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差；所述误差修正的步骤包括：确定载荷为所述力载荷误差、X轴力矩为所述X轴力矩误差、Y轴力矩为所述Y轴力矩误差的点以及所述点的坐标；将所述点的载荷分配到所述飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。
6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述装置还包括：
误差确定模块，用于在所述第二载荷分配模块将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上之后，依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；
所述修正模块具体用于依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述载荷计算模块包括：
单元构建子模块，用于通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；
三角形子单元划分子模块，用于针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；
面积确定子模块，用于针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；
载荷分量确定子模块，用于依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；
计算子模块，用于针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。
8.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述第一载荷分配模块包括：
形变能确定子模块，用于针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能
其中，所述Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能；
第一公式确定子模块，用于以所述形变能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；
第二公式确定子模块，用于对所述第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；
方程组构建子模块，用于依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；
载荷确定子模块，用于将所述第二公式代入所述方程组中，构建系数列矩阵；依据所述系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入所述第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。
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Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108038335B (zh) * | 2017-12-28 | 2021-09-14 | 上海数设科技有限公司 | 一种确定飞机蒙皮单元应力载荷的方法与装置 |
| CN109726437B (zh) * | 2018-12-04 | 2023-05-26 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种舱门气动载荷等效节点力处理方法 |
| JP7121650B2 (ja) * | 2018-12-18 | 2022-08-18 | 株式会社Subaru | 荷重計算装置および航空機 |
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| CN111745276B (zh) * | 2020-07-03 | 2021-10-15 | 南京航空航天大学 | 一种复杂钣金构件电阻点焊残余应力和变形的快速模拟方法 |
| CN112131665B (zh) * | 2020-09-23 | 2022-06-17 | 上海交通大学 | 一种基于网格分类的火箭流固载荷混合转换方法 |
| CN112052525B (zh) * | 2020-09-25 | 2023-03-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种气动载荷分配方法 |
| CN112434457B (zh) * | 2020-12-04 | 2023-03-14 | 上海波客实业有限公司 | 一种气动载荷转换为结构载荷的方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105183996A (zh) * | 2015-09-14 | 2015-12-23 | 西北工业大学 | 面元修正与网格预先自适应计算方法 |
| CN105716842A (zh) * | 2014-12-05 | 2016-06-29 | 中国飞机强度研究所 | 一种双梁式长直机翼载荷处理方法 |
| CN105912762A (zh) * | 2016-04-06 | 2016-08-31 | 合科软件（北京）有限责任公司 | 一种确定飞机翼面载荷分布的方法与装置 |
| CN109033526A (zh) * | 2018-06-27 | 2018-12-18 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法 |
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105716842A (zh) * | 2014-12-05 | 2016-06-29 | 中国飞机强度研究所 | 一种双梁式长直机翼载荷处理方法 |
| CN105183996A (zh) * | 2015-09-14 | 2015-12-23 | 西北工业大学 | 面元修正与网格预先自适应计算方法 |
| CN105912762A (zh) * | 2016-04-06 | 2016-08-31 | 合科软件（北京）有限责任公司 | 一种确定飞机翼面载荷分布的方法与装置 |
| CN109033526A (zh) * | 2018-06-27 | 2018-12-18 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种翼肋与蒙皮铆钉连接载荷计算方法 |
Non-Patent Citations (1)
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| 翼面结构结点载荷转换分配方法的比较分析;雷莉 等;《航空工程进展》;20140831;第5卷(第3期);摘要，第0-1节 * |
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| TR01 | Transfer of patent right | ||
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Granted publication date: 20201218 Effective date of abandoning: 20240218 |
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| AV01 | Patent right actively abandoned |
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