CN107844669A - 一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法。所述直升机全机静力有限元模型修正及验证方法包括如下步骤：步骤1：试验数据预分析；步骤1：测点筛选；步骤3：敏度分析；步骤4：模型修正；步骤5：模型验证。本申请的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法首次构建了一个用于整体评估全机所有测点的试验与有限元结果对比分析的相关性算法。首次提出并验证了一个用于直升机全机有限元模型修正及验证的流程和方法，包括变量筛选、敏度分析、参数修正迭代及验证。
Description
技术领域
本发明涉及直升机结构强度技术领域，特别是涉及一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法。
背景技术
直升机全机模型静力修正及验证技术主要用于直升机结构强度设计过程中，通过对全机试验结果与有限元模型计算结果的误差对比和分析，并基于试验结果对有限元模型参数进行修正及验证，从而获得与实际结构更为接近的全机有限元模型及参数的技术方法。
静力模型修正则以位移、应力、应变等参数为修正目标，准确度高，由于静力试验数据无法涵盖所有自由度，并且随着约束和载荷类型的改变，一些非线性因素导致刚度矩阵也跟着变化，因此对整体模型的修正有较大的技术难度。
全机模型自由度往往较大，且传力路径不唯一，由于模型的简化，无法考虑材料、接触、几何等大量非线性因素的影响，与真实结构存在较大差异，修正难度大。现有技术中全机规模的静力修正结果的精度难以保证。
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直升机全机静力有限元模型修正及验证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，本发明提供一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法，所述直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法包括如下步骤：
步骤1：在一组工况下，通过相关性算法，对直升机全机的试验所有测点数据与直升机全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果进行相关性计算，得到两组数据的第一相关系数；
步骤2：去除数据无效的测点以及测量值过小的测点，并保留主传力路径上的测点，将筛选后的试验数据与全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果再次进行相关性分析，得到第二初始相关系数；
步骤3：选择有限元模型中可优化的参数，并设置筛选后的测点试验结果与模型的仿真结果的相关系数为优化目标函数，采用可行方向法改进二次规划方法进行灵敏度分析，根据结果，对参数进行筛选，去除对结果影响因子较小的参数；
步骤4：选择所述步骤3中筛选后的参数，设置第二步筛选后的测点与相应仿真结果的相关系数为优化目标函数，采用可行方向法改进二次规划方法进行优化计算，从而得到优化后的模型的参数以及目标函数，并将优化后参数替换优化前参数值，更新全机有限元模型；
步骤5：选择另一组试验工况，更改模型的约束条件和传力路径，分别采用未修正的初始模型和经上一步修正后的模型进行仿真计算，并将两组仿真结果与这组试验测点数据分别进行相关性分析，对比相关系数变化，从而验证修正后模型的有效性。
优选地，第二初始相关系数不低于0.6。
优选地，所述步骤1中的相关性算法为：
其中xi为修正后模型的第i个测点处计算结果，yi为试验工况的第i个测点结果，N为测点的个数。
优选地，所述步骤3中的可行方向法改进二次规划法具体为：
其中R(Z)为模型刚度矩阵中n个优化变量为Z＝[z1z2...zn]时的相关系数值。
本方法以直升机全机静力试验数据为基准，提出了适合全机模型的相关性算法，基于该算法对该型机全机有限元模型进行优化，并对优化后模型进行了验证，证实了该方法的可行性和有效性。
本申请的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法首次构建了一个用于整体评估全机所有测点的试验与有限元结果对比分析的相关性算法。首次提出并验证了一个用于直升机全机有限元模型修正及验证的流程和方法，包括变量筛选、敏度分析、参数修正迭代及验证。
附图说明
图1是本申请第一实施例的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法的流程示意图。
图2是100％俯冲拉起工况优化前后与试验值对比的示意图。
图3是90％偏航工况优化前后与试验数据对比的示意图。
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是本申请第一实施例的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法的流程示意图。
如图1所示的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法包括如下步骤：
步骤1：在一组工况下，通过相关性算法，对直升机全机的试验所有测点数据与直升机全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果进行相关性计算，得到两组数据的第一相关系数；
步骤2：去除数据无效的测点以及测量值过小的测点(在本实施例中，认为小于材料的屈服应变的5％，100με即为测量值过小的测点)，并保留主传力路径上的测点，将筛选后的试验数据与全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果再次进行相关性分析，得到第二初始相关系数；
步骤3：选择有限元模型中可优化的参数(在本实施中，指在物理意义上可变且不确定的参数，比如开孔板等效厚度、螺栓的连接刚度、虚杆的面积，因制造工艺不稳定性导致的复合材料参数等)，并设置筛选后的测点试验结果与模型的仿真结果的相关系数为优化目标函数(在本实施例中，指Patran软件的灵敏度分析模块里，将目标函数设置为第二初始相关系数表达式，即筛选后测点仿真值与对应位置的试验值的相关系数值)，采用可行方向法改进二次规划方法进行灵敏度分析，根据结果，对参数进行筛选，去除对结果影响因子较小的参数(在本实施例中，指灵敏度分析结果会输出所有参数的影响因子数值，并从大到小排列，删除影响因子小于1e-6的参数)；
步骤4：选择所述步骤3中筛选后的参数，设置第二步筛选后的测点与相应仿真结果的相关系数为优化目标函数，采用可行方向法改进二次规划方法进行优化计算，从而得到优化后的模型的参数以及目标函数，并将优化后参数替换优化前参数值，更新全机有限元模型；
步骤5：选择另一组试验工况，更改模型的约束条件和传力路径，分别采用未修正的初始模型和经上一步(步骤4)修正后的模型进行仿真计算，并将两组仿真结果与这组试验测点数据分别进行相关性分析，对比相关系数变化，从而验证修正后模型的有效性。
本方法以直升机全机静力试验数据为基准，提出了适合全机模型的相关性算法，基于该算法对该型机全机有限元模型进行优化，并对优化后模型进行了验证，证实了该方法的可行性和有效性。
本申请的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法首次构建了一个用于整体评估全机所有测点的试验与有限元结果对比分析的相关性算法。首次提出并验证了一个用于直升机全机有限元模型修正及验证的流程和方法，包括变量筛选、敏度分析、参数修正迭代及验证。
在本实施例中，第二初始相关系数不低于0.6。
在本实施例中，所述步骤1中的相关性算法为：
其中xi为修正后模型的第i个测点处计算结果，yi为试验工况的第i个测点结果，N为测点的个数。
在本实施例中，所述步骤3中的可行方向法改进二次规划法具体为(将相关系数表达式作为二次规划法的目标函数)：
其中R(Z)为模型刚度矩阵中n个优化变量为Z＝[z1z2...zn]时的相关系数值。
随着变量矢量的变化，R(Z)值的增量为：
为了使R(Z)最大或者最小，则搜索矢量方向S为：
S＝△R/-△Z；
通过改变一维方向系数α*，来替代n维变量的变化；
获取R(Z)的最大或者最小值时的α*值，结合约束方程gi，再更新增量方向：
R1＝R(Z0+α*S1)；
然后回到增量方程，反复迭代，直到得到最优解。
△Rn(Z)<ε。
采用本申请的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法修正后所有测点的最大主应变等其他相关系数值较优化前提高了4％左右；参见图2及图3，优化后仿真值较优化前与试验值整体上明显接近，以上两点说明修正后的模型在一定程度上更为接近真实物理试验结构。
,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 (4)
1.一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法，其特征在于，所述直升机全机静力有限元模型修正及验证方法包括如下步骤：
步骤1：在一组工况下，通过相关性算法，对直升机全机的试验所有测点数据与直升机全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果进行相关性计算，得到两组数据的第一相关系数；
步骤2：去除数据无效的测点以及测量值过小的测点，并保留主传力路径上的测点，将筛选后的试验数据与全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果再次进行相关性分析，得到第二初始相关系数；
步骤3：选择有限元模型中可优化的参数，并设置筛选后的测点试验结果与模型的仿真结果的相关系数为优化目标函数，采用可行方向法改进二次规划方法进行灵敏度分析，根据结果，对参数进行筛选，去除对结果影响因子较小的参数；
步骤4：选择所述步骤3中筛选后的参数，设置第二步筛选后的测点与相应仿真结果的相关系数为优化目标函数，采用可行方向法改进二次规划方法进行优化计算，从而得到优化后的模型的参数以及目标函数，并将优化后参数替换优化前参数值，更新全机有限元模型；
步骤5：选择另一组试验工况，更改模型的约束条件和传力路径，分别采用未修正的初始模型和经上一步修正后的模型进行仿真计算，并将两组仿真结果与这组试验测点数据分别进行相关性分析，对比相关系数变化，从而验证修正后模型的有效性。
2.如权利要求1所述的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法，其特征在于，第二初始相关系数不低于0.6。
3.如权利要求1所述的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法，其特征在于，所述步骤1中的相关性算法为：
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其中xi为修正后模型的第i个测点处计算结果，yi为试验工况的第i个测点结果，N为测点的个数。
4.如权利要求1所述的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法，其特征在于，所述步骤3中的可行方向法改进二次规划法具体为：
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其中R(Z)为模型刚度矩阵中n个优化变量为Z＝[z1z2...zn]时的相关系数值。
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