CN109214131B - 一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统 - Google Patents

一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN109214131B
CN109214131B CN201811279407.7A CN201811279407A CN109214131B CN 109214131 B CN109214131 B CN 109214131B CN 201811279407 A CN201811279407 A CN 201811279407A CN 109214131 B CN109214131 B CN 109214131B
Authority
CN
China
Prior art keywords
force
station
moment
pressure center
equation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811279407.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109214131A (zh
Inventor
尹进
郭爱民
刘赛
姚宇地
苏玲
刘维玮
王月
熊艳丽
陈飞
邓云飞
贾磊
徐方舟
石小亮
宋春雨
陈誉仁
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Original Assignee
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Launch Vehicle Technology CALT filed Critical China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority to CN201811279407.7A priority Critical patent/CN109214131B/zh
Publication of CN109214131A publication Critical patent/CN109214131A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109214131B publication Critical patent/CN109214131B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/06—Power analysis or power optimisation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统，所述方法包括如下步骤：判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；当通过压心位置进行静力试验加载时，得到压心的线性方程组；得到压心坐标；当通过加载点位置输入确定试验载荷，得到各站位更新后三方向力和力矩；得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得输入加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。本发明提高试验载荷设计的精度和可靠性。

Description

一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统
技术领域
本发明属于结构强度试验载荷设计技术领域，尤其涉及一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统。
背景技术
随着航空航天技术的飞速发展，对飞行器的性能和功能要求越来越高，越来越多的具有新颖气动外形的飞行器不断出现，升力与阻力变化范围巨大，升阻比变化范围也巨大，具有多方向分布载荷的特点，传统基于杠杆力矩分配方法已不能完全满足结构强度试验的载荷设计要求，应用于该领域的试验载荷设计开始向真实可靠的载荷优化设计转移。载荷优化设计是现代载荷设计技术中的一种创新设计思想，该方法将现代计算力学、数值分析与数学规划等理论相结合，以具有大存储量和高速处理能力的计算机为设计平台，科学、自动、可靠、高精度而高效地进行试验设计，求解出满足各种约束条件下的最佳试验载荷方案。
拥有不同气动外形的蒙皮框梁结构是航空航天飞行器结构的最主要的结构形式，设计过程中，对其轻质化以及各性能指标的要求均非常严格。静力试验又叫测试试验，通过试验过程中的观察以及对结构在静载荷作用下的强度、刚度以及应力、变形分布情况等试验结果的研究，是验证结构强度、刚度和静力分析正确性的关键手段。同样整体结构的强度和刚度是结构优化设计的关键参数。通过真实模拟受气动载荷等分布载荷状态下的静力试验通常被认为是结构安全性的基础。然而，在传统的载荷设计中一般多采用杠杆力矩分配方法，仅能考虑升力方向的气动等分布载荷，少有考虑多方向气动等分布载荷的试验载荷设计方法，更无法评估试验载荷的误差。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统，提出了新型的分布载荷转换为集中载荷的试验载荷设计方法，采用通过定义力向量和力矩向量之间夹角余弦的平方来评价输入分布载荷的误差，方便气动载荷等分布力的静力试验直接在压心加载。采用误差评价和误差优化技术得到试验载荷，便于载荷加载点的调整和试验的实施，提高试验载荷设计的精度和可靠性。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种误差优化的静力试验载荷设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；步骤二：当通过压心位置进行静力试验加载时，根据气动力矩平衡方程得到压心的线性方程组；步骤三：预设压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标得到压心求解的站位补充方程，根据压心求解的站位补充方程和压心的线性方程组得到联立方程，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；预设压心处于气动外形的轴线上，得到压心求解的轴线补充方程，根据压心求解的轴线补充方程和压心的线性方程组得到轴线联立方程，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；步骤四：当通过加载点位置输入确定试验载荷，根据加载方案指定加载点坐标以及力矩和力的平衡方程，对各站位积分载荷进行转换，得到各站位更新后三方向力和力矩；步骤五：通过各站位更新后的三方向力矩减去三方向力产生的力矩，得到各站位补充力矩；对各站位补充力矩进行转换，得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；步骤六：将步骤四中的试验点的三方向力产生的力矩减去步骤四中更新后三方向力矩，得到加载点三方向补充力矩；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤二中，气动力矩平衡方程为：
Figure BDA0001847735260000031
其中，Fx为轴向力，Fy为法向力，Fz为横向力，Mx为滚转力矩，My为偏航力矩，Mz为俯仰力矩，x、y、z为压心位置的三方向坐标；
压心的线性方程组为：
Figure BDA0001847735260000032
其中，CX为轴向力系数，CY为法向力系数，CZ为横向力系数，Cl是滚转力矩系数，Cm是俯仰力矩系数，Cn是偏航力矩系数，l是参考长度。
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤三中，压心求解的站位补充方程为z＝Zk，式中，k为站位面序号，Zk为k站位面上的z方向坐标；
联立方程为
Figure BDA0001847735260000033
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤三中，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标包括如下步骤：
根据联立方程求得残差平方和；其中，残差平方和为：Q＝(CZy-Cll-CYZk)2+(CZx+Cml-CXZk)2+(CYx-CXy-Cnl)2；
将残差平方和利用微积分的极值原理得到压心坐标；其中，
压心坐标为
Figure BDA0001847735260000034
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤三中，压心求解的轴线补充方程为y＝0；
轴线联立方程为
Figure BDA0001847735260000041
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤三中，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标的具体步骤为：
根据轴线联立方程求得残差平方和；其中，残差平方和为：Q＝(CYx-Cnl)2+(CYz+Cll)2+(CXz-CZx-Cml)2；
将残差平方和利用微积分的极值原理得到压心坐标；其中，
压心坐标为
Figure BDA0001847735260000042
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤四中，加载点坐标处的力矩和力的平衡方程为：
Figure BDA0001847735260000043
Figure BDA0001847735260000044
Figure BDA0001847735260000045
其中，
Figure BDA0001847735260000046
为k站位质心处积分载荷的三方向力，xck、yck、zck为k站位质心处三方向坐标，xLk、yLk、zLk为k站位输入加载点三方向坐标，
Figure BDA0001847735260000047
Figure BDA0001847735260000048
为k站位三方向偏差力矩；
各站位更新后三方向力和力矩通过以下公式得到：
Figure BDA0001847735260000049
Figure BDA00018477352600000410
Figure BDA00018477352600000411
其中，
Figure BDA00018477352600000412
为k站位质心处积分载荷的三方向力矩，
Figure BDA00018477352600000413
为k站位更新后的三方向力，
Figure BDA0001847735260000051
为k站位更新后的三方向力矩。
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤五中，补充力为：
Figure BDA0001847735260000052
其中，
Figure BDA0001847735260000053
为k站位输入加载点三方向补充力，
Figure BDA0001847735260000054
为k站位输入加载点三方向补充力偶。
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤五中，补充力和补充力矩的平衡方程为：
Figure BDA0001847735260000055
其中，xk、yk、zk为k站位输入加载点三方向坐标，
Figure BDA0001847735260000056
为k站位输入加载点三方向补充力矩。
上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤六中，约束条件为：
Figure BDA0001847735260000057
其中，
Figure BDA0001847735260000058
为x方向力矩相对误差容限，
Figure BDA0001847735260000059
为y方向力矩相对误差容限，
Figure BDA00018477352600000510
为z方向力矩相对误差容限；
试验加载所需要的三方向力为：
Figure BDA00018477352600000511
Figure BDA00018477352600000512
Figure BDA00018477352600000513
其中，
Figure BDA00018477352600000514
为x方向补充力，
Figure BDA00018477352600000515
为y方向补充力，
Figure BDA00018477352600000516
为z方向补充力。
一种误差优化的静力试验载荷设计系统，包括：第一模块，用于判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；第二模块，用于当通过压心位置进行静力试验加载时，根据气动力矩平衡方程得到压心的线性方程组；第三模块，用于预设压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标得到压心求解的站位补充方程，根据压心求解的站位补充方程和压心的线性方程组得到联立方程，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；预设压心处于气动外形的轴线上，得到压心求解的轴线补充方程，根据压心求解的轴线补充方程和压心的线性方程组得到轴线联立方程，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；第四模块，用于当通过加载点位置输入确定试验载荷，根据加载方案指定加载点坐标以及力矩和力的平衡方程，对各站位积分载荷进行转换，得到各站位更新后三方向力和力矩；第五模块，通过各站位更新后的三方向力矩减去三方向力产生的力矩，得到各站位补充力矩；用于对各站位补充力矩进行转换，得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；第六模块，用于将试验点的三方向力产生的力矩减去更新后三方向力矩，得到加载点三方向补充力矩；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
本发明针对现有的试验载荷设计方法的短板，提出了新型的分布载荷转换为集中载荷的试验载荷设计方法，采用通过定义力向量和力矩向量之间夹角余弦的平方来评价输入分布载荷的误差，方便气动载荷等分布力的静力试验直接在压心加载。采用误差评价和误差优化技术得到试验载荷，便于载荷加载点的调整和试验的实施，提高试验载荷设计的精度和可靠性。
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是本发明实施例提供的误差优化的静力试验载荷设计方法的流程图；
图2是本发明实施例提供的压心x向坐标对比的示意图；
图3是本发明实施例提供的压心y向坐标对比的示意图；
图4是本发明实施例提供的力矩方向置信准则对比的示意图；
图5是本发明实施例提供的力矩幅值置信准则对比的示意图；
图6是本发明实施例提供的某飞行器舵面试验各站位的试验设计载荷与原始载荷的示意图；其中，图6(a)为x方向力的试验设计载荷与原始载荷对比，图6(b)为y方向力的试验设计载荷与原始载荷对比，图6(c)为z方向力的试验设计载荷与原始载荷对比，图6(d)为x方向力矩的试验设计载荷与原始载荷对比，图6(e)为y方向力矩的试验设计载荷与原始载荷对比，图6(f)为z方向力矩的试验设计载荷与原始载荷对比。
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。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1是本发明实施例提供的误差优化的静力试验载荷设计方法的流程图。如图1所示，该方法包括如下步骤：
步骤一：判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；
步骤二：当通过压心位置进行静力试验加载时，根据气动力矩平衡方程得到压心的线性方程组；其中，
气动力矩平衡方程为
Figure BDA0001847735260000081
式中，Fx为轴向力，Fy为法向力，Fz为横向力，Mx为滚转力矩，My为偏航力矩，Mz为俯仰力矩，x、y、z为压心位置的三方向坐标。
压心的线性方程组为：
Figure BDA0001847735260000082
式中，CX为轴向力系数，CY为法向力系数，CZ为横向力系数，Cl是滚转力矩系数，Cm是俯仰力矩系数，Cn是偏航力矩系数，l是参考长度。
步骤三：预设压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标得到压心求解的站位补充方程(z＝Zk，式中，k为站位面序号，Zk为k站位面上的z方向坐标)，根据压心求解的站位补充方程和压心的线性方程组得到联立方程
Figure BDA0001847735260000083
对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；
对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标的具体步骤如下：
根据联立方程求得残差平方和；其中，残差平方和为：Q＝(CZy-Cll-CYZk)2+(CZx+Cml-CXZk)2+(CYx-CXy-Cnl)2；
将残差平方和利用微积分的极值原理得到压心坐标；其中，
压心坐标为
Figure BDA0001847735260000084
预设压心处于气动外形的轴线上，得到压心求解的轴线补充方程y＝0，根据压心求解的轴线补充方程和压心的线性方程组得到轴线联立方程
Figure BDA0001847735260000091
对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；
对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标的具体步骤为：
根据轴线联立方程求得残差平方和；其中，残差平方和为：Q＝(CYx-Cnl)2+(CYz+Cll)2+(CXz-CZx-Cml)2；
将残差平方和利用微积分的极值原理得到压心坐标；其中，
压心坐标为
Figure BDA0001847735260000092
步骤四：当通过加载点位置输入确定试验载荷，根据加载方案指定加载点坐标以及力矩和力的平衡方程(
Figure BDA0001847735260000093
式中，
Figure BDA0001847735260000094
Figure BDA0001847735260000095
为k站位质心处积分载荷的三方向力，xck、yck、zck为k站位质心处三方向坐标，xLk、yLk、zLk为k站位输入加载点三方向坐标，
Figure BDA0001847735260000096
为k站位三方向偏差力矩)，对各站位积分载荷进行转换，得到各站位更新后三方向力和力矩；其中，
更新后三方向力和力矩为
Figure BDA0001847735260000097
式中，
Figure BDA0001847735260000098
为k站位质心处积分载荷的三方向力矩，
Figure BDA0001847735260000099
为k站位更新后的三方向力，
Figure BDA00018477352600000910
为k站位更新后的三方向力矩。
步骤五：对各站位补充力矩进行转换，得到一对有间距的力偶。对各站位力偶进行累加，得到补充力；其中，
补充力为
Figure BDA0001847735260000101
式中，
Figure BDA0001847735260000102
为k站位输入加载点三方向补充力，
Figure BDA0001847735260000103
为k站位输入加载点三方向补充力偶。
根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；其中，
补充力和补充力矩的平衡方程为
Figure BDA0001847735260000104
式中，xk、yk、zk为k站位输入加载点三方向坐标，
Figure BDA0001847735260000105
为k站位输入加载点三方向补充力矩。
步骤六：预设三方向力矩相对误差容限
Figure BDA0001847735260000106
根据约束条件
Figure BDA0001847735260000107
采用优化算法使得输入加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力
Figure BDA0001847735260000108
对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。其中，
试验加载所需要的三方向力为
Figure BDA0001847735260000109
具体的，基于气动力六分量确定试验件压心的解析方法
a)对于在压心的位置进行加载的静力试验，加载载荷即为各站位的三方向合力，确定各站位的压心位置即确定试验载荷的加载位置。针对静力试验结构部件的站位位置信息以及各站位的气动等分布载荷，给出各站位压心的线性方程组。
计算压心的方程在气动坐标系OaXaYaZa中建立。气动坐标系原点Oa位于机头顶点，Xa轴在全机对称面内指向机体前方，且与全机底平面平行，Ya轴位于纵向对称面内垂直于Xa轴向上，Za轴按右手坐标系确定。
由气动力系数及气动力矩系数的定义可知
Figure BDA0001847735260000111
Figure BDA0001847735260000112
式中，CX为轴向力系数，CY为法向力系数，CZ为横向力系数，Cl是滚转力矩系数，Cm是俯仰力矩系数，Cn是偏航力矩系数，Fx为轴向力，Fy为法向力，Fz为横向力，Mx为滚转力矩，My为偏航力矩，Mz为俯仰力矩。q为动压，S是参考面积，其值取基本机翼面积，l是参考长度，其值取平均气动弦长。
由理论力学，气动力对飞行器坐标原点的力矩可表示为
Figure BDA0001847735260000113
式中(x,y,z)为气动压心在飞行器坐标系中的坐标。
由(1)～(3)可得
Figure BDA0001847735260000114
则方程组(4)即为求解压心的线性方程组。
b)根据方程的特点进行理论公式推导，给出飞行器压心有非病态解的必要条件。
令
Figure BDA0001847735260000121
则(4)可表示为
AX＝M (5)
易知|A|＝0，则非齐方程组(4)不满足有唯一解的充分必要条件|A|≠0。加上
Figure BDA0001847735260000122
至少有1项不为0。所以系数矩阵的秩
r(A)＝2 (6)
非齐次方程组(5)的增广矩阵
Figure BDA0001847735260000123
方程组(4)有解的必要条件是
Figure BDA0001847735260000124
则
Figure BDA0001847735260000125
把上述行列式展开，有
Figure BDA0001847735260000126
欲使式(10)恒成立，则有
CXCl+CYCm+CZCn＝0 (11)
式(11)即为方程组(4)有解的必要条件。
如满足式(11)，加上系数矩阵的秩为2，则2个方程即可代表原方程组，方程组(4)有无穷多个解。
c)定义气动力置信准则，给出气动力和力矩系数的初始输入误差评价。
在工程上，由于计算或测量误差的原因，给出的气动力和力矩系数数据常不满足(11)，从而导致压心无非病态解。为了量化气动力和力矩系数数据的精度，引入气动力置信准则对输入数据进行评价，其值为气动力系数向量和力矩系数向量之间夹角余弦的平方，表示为
Figure BDA0001847735260000131
FAC的值在0～1之间。若FAC＝0，则压心满足有非病态解条件，压心有精确解。若其值不为0，则压心仅有近似解，且其值越大，则方程病态程度越严重。
d)根据各站位的位置信息，提出双坐标压心计算方法。
方法1：
受气动等分布载荷的试验部件，可认为压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标，因此可认为压心的z向坐标为Zk，为常数，其中k为站位序号，即
z＝Zk (13)
把式(13)带入式(4)得到
Figure BDA0001847735260000132
下面用最小二乘法解方程(13)。残差平方和
Q＝(CZy-Cll-CYZk)2+(CZx+Cml-CXZk)2+(CYx-CXy-Cnl)2 (15)
利用微积分的极值原理，得到
Figure BDA0001847735260000133
解此方程得压心坐标(xcpa,ycpa,zcpa)为
Figure BDA0001847735260000141
方法2：
受气动等分布载荷的试验部件，可认为压心位于气动外形的轴线上，因此可认为压心的z向坐标为0，即
y＝0 (18)
把式(18)带入式(4)得到
Figure BDA0001847735260000142
下面用最小二乘法解方程(18)。残差平方和
Q＝(CYx-Cnl)2+(CYz+Cll)2+(CXz-CZx-Cml)2 (20)
利用微积分的极值原理，得到
Figure BDA0001847735260000143
解此方程得压心坐标(xcpa,ycpa,zcpa)为
Figure BDA0001847735260000144
易知，若FAC＝0，则式(22)为方程组(4)的精确解，其它则为近似解。根据式(22)可以给出各站位压心的位置，如果静力试验采用卡板式的加载方式，可根据压心的位置进行加载，三方向加载载荷为各站位的三方向合力。
e)给出力矩方向置信准则。
把压心坐标(xcp,ycp,zcp)带入式(4)，可得
Figure BDA0001847735260000151
定义力矩置信准则对压心计算精度进行评价，其值为输入和压心计算得到的气动力矩系数向量之间夹角正弦的平方，表示为
Figure BDA0001847735260000152
MPAC的值在0～1之间。若MPAC＝0，则两力矩系数向量平行。若其值不为0，其值越大，则压心的偏差越大。定义MPACc为传统方法力矩方向置信准则，MPACa为双坐标方法力矩方向置信准则。
f)给出力矩幅值置信准则。
定义力矩幅值准则，其值为输入和压心计算得到的气动力矩系数向量幅值之比的对数的平方，表示为
MAAC＝(0.5lg(Cl *2+Cm *2+Cn *2)-0.5lg(Cl 2+Cm 2+Cn 2))2 (25)
若MAAC＝0，则两力矩系数向量幅值相等。若其值不为0，其值越大，则压心的偏差越大。定义MAACc为传统方法力矩幅值置信准则，MAACa为双坐标方法力矩幅值置信准则。
2、基于误差优化的静力试验载荷设计方法
a)如需采用帆布拉片以及压块的形式的静力试验加载方式，需要根据加载方案指定加载点坐标，若加载作用点与各个站位质心不一致，需要首先将各站位积分载荷平移到加载作用点，形成更新后的各站位积分三方向力矩。
Figure BDA0001847735260000153
Figure BDA0001847735260000154
Figure BDA0001847735260000155
Figure BDA0001847735260000161
Figure BDA0001847735260000162
Figure BDA0001847735260000163
Figure BDA0001847735260000164
Figure BDA0001847735260000165
Figure BDA0001847735260000166
b)为了保证试验部件的根部三方向力保持不变，采用补充各站位力矩的方法，将各站位补充力矩转换为一对有间距的力偶，0号和1号站位的补充力矩均累加到2号站位上，2号站位的补充力矩转换为1号站位和2号站位上的力偶，以此类推，3号站位的补充力矩转换为2号站位和3号站位上的力偶，4号站位的补充力矩转换为3号站位和4号站位上的力偶，以此类推。
Figure BDA0001847735260000167
Figure BDA0001847735260000168
c)根据气动力置信准则，构建基于误差优化和误差评估的优化模型，并采用二次规划、凸规划等优化算法得到补充力偶，从而确定试验加载所需要的三方向力。
Figure BDA0001847735260000171
Figure BDA0001847735260000172
其中，
Figure BDA0001847735260000173
Figure BDA0001847735260000174
通过气动力置信准则的误差评价确定，使得
Figure BDA0001847735260000175
最小，通过优化算法得到
Figure BDA0001847735260000176
从而确定试验加载所需要的三方向力。
通过以上方法对其进行考虑稳定性的优化设计，结果如下：
某升力体飞行器模型测力风洞试验，获得了Ma＝5侧滑角＝-5度的不同攻角气动力六分量系数如表1所示，计算得到的压心和置信准则数据如表2和图2～5所示。由力矩方向置信准则以及力矩幅值置信准则对比可知，双坐标压心方法优于传统方法。
表1气动力六分量系数
Figure BDA0001847735260000177
Figure BDA0001847735260000181
表2压心位置和置信准则数据
Figure BDA0001847735260000182
对某飞行器舵面进行试验载荷设计，从三方向力和力矩曲线对比可以看出，所提出的方法与原始分布载荷一致性很好，具有很高的精度，同时根据试验需要可以改变加载点位置，并同步更新试验设计载荷。
各站位质心所受的积分载荷如表3所示。
表3某飞行器舵面试验各站位质心所受的积分载荷
站位 Fx(N) Fy(N) Fz(N) Mx(N*m) My(N*m) Mz(N*m)
1 386 556 -161 -50 17 68
2 1223 3147 -621 -873 406 807
3 1640 7814 -402 -3278 1416 5028
4 1863 11747 156 -6671 2467 8315
将其变换到加载作用点，三方向力不变，更新三方向积分力矩。某飞行器舵面试验各站位更新三方向积分力矩如表4所示。
表4某飞行器舵面试验各站位更新三方向积分力矩
Figure BDA0001847735260000183
Figure BDA0001847735260000191
计算三方向力产生的累积力矩，与给定的原始积分力矩相减相比较，可以得到各站位需要补充的力矩。某飞行器舵面试验各站位需要补充的力矩如表5所示。
表5某飞行器舵面试验各站位需要补充的力矩
Figure BDA0001847735260000192
通过数学规划进行优化设计，可以得到试验加载载荷。
表6气动设计载荷
站位 Fx(N) Fy(N)
1 579 2799.5
2 1255.5 4570.6
3 625.5 2696.8
4 334.5 7553.7
试验设计载荷与原始载荷的对比校核见图6(a)-6(f)所示，满足设计要求。
本实施例提供了一种误差优化的静力试验载荷设计系统，包括：第一模块，用于判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；第二模块，用于当通过压心位置进行静力试验加载时，根据气动力矩平衡方程得到压心的线性方程组；第三模块，用于预设压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标得到压心求解的站位补充方程，根据压心求解的站位补充方程和压心的线性方程组得到联立方程，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；预设压心处于气动外形的轴线上，得到压心求解的轴线补充方程，根据压心求解的轴线补充方程和压心的线性方程组得到轴线联立方程，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；第四模块，用于当通过加载点位置输入确定试验载荷，根据加载方案指定加载点坐标以及力矩和力的平衡方程，对各站位积分载荷进行转换，得到各站位更新后三方向力和力矩；第五模块，通过各站位更新后的三方向力矩减去三方向力产生的力矩，得到各站位补充力矩；用于对各站位补充力矩进行转换，得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；第六模块，试验加载的三方向力产生的力矩减去更新后三方向力矩，得到输入加载点三方向补充力矩；用于预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得输入加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。
本实施例解决的技术难题：新颖气动外形的飞行器静力试验具有多方向分布载荷的特点，传统基于杠杆力矩分配方法已不能完全满足结构强度试验的载荷设计要求，发展新型的载荷设计方法，并能可靠的求解出满足各种约束条件下的最佳试验载荷方案是本发明解决的技术难题；通过真实模拟受气动载荷等分布载荷状态下的静力试验通常被认为是结构安全性的基础。然而，在传统的载荷设计中一般多采用杠杆力矩分配方法，加载点位置无法预先指定，仅能考虑升力方向的气动等分布载荷，无法评估试验载荷的误差，发展具有误差评估和误差可控的载荷设计方法是本专利解决的技术难题。
以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤一：判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；
步骤二：当通过压心位置进行静力试验加载时，根据气动力矩平衡方程得到压心的线性方程组；
步骤三：预设压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标得到压心求解的站位补充方程，根据压心求解的站位补充方程和压心的线性方程组得到联立方程，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；
预设压心处于气动外形的轴线上，得到压心求解的轴线补充方程，根据压心求解的轴线补充方程和压心的线性方程组得到轴线联立方程，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；
步骤四：当通过加载点位置输入确定试验载荷，根据加载方案指定加载点坐标处的力矩和力的平衡方程，对各站位积分载荷进行转换，得到各站位更新后三方向力和力矩；
步骤五：通过各站位更新后的三方向力矩减去三方向力产生的力矩，得到各站位补充力矩；对各站位补充力矩进行转换，得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；
根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；
步骤六：将步骤四中的试验点的三方向力产生的力矩减去步骤四中更新后三方向力矩，得到加载点三方向补充力矩；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。
2.根据权利要求1所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤二中，气动力矩平衡方程为：
Figure FDA0001847735250000021
其中，Fx为轴向力，Fy为法向力，Fz为横向力，Mx为滚转力矩，My为偏航力矩，Mz为俯仰力矩，x、y、z为压心位置的三方向坐标；
压心的线性方程组为：
Figure FDA0001847735250000022
其中，CX为轴向力系数，CY为法向力系数，CZ为横向力系数，Cl是滚转力矩系数，Cm是俯仰力矩系数，Cn是偏航力矩系数，l是参考长度。
3.根据权利要求2所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤三中，压心求解的站位补充方程为z＝Zk，式中，k为站位面序号，Zk为k站位面上的z方向坐标；
联立方程为
Figure FDA0001847735250000023
4.根据权利要求3所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤三中，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标包括如下步骤：
根据联立方程求得残差平方和；其中，残差平方和为：Q＝(CZy-Cll-CYZk)2+(CZx+Cml-CXZk)2+(CYx-CXy-Cnl)2；
将残差平方和利用微积分的极值原理得到压心坐标；其中，
压心坐标为
Figure FDA0001847735250000031
5.根据权利要求4所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤三中，压心求解的轴线补充方程为y＝0；
轴线联立方程为
Figure FDA0001847735250000032
6.根据权利要求5所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤三中，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标的具体步骤为：
根据轴线联立方程求得残差平方和；其中，残差平方和为：Q＝(CYx-Cnl)2+(CYz+Cll)2+(CXz-CZx-Cml)2；
将残差平方和利用微积分的极值原理得到压心坐标；其中，
压心坐标为
Figure FDA0001847735250000033
7.根据权利要求6所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤四中，加载点坐标处的力矩和力的平衡方程为：
Figure FDA0001847735250000034
Figure FDA0001847735250000035
Figure FDA0001847735250000036
其中，
Figure FDA0001847735250000037
为k站位质心处积分载荷的三方向力，xck、yck、zck为k站位质心处三方向坐标，xLk、yLk、zLk为k站位输入加载点三方向坐标，
Figure FDA0001847735250000038
Figure FDA0001847735250000041
为k站位三方向偏差力矩；
各站位更新后三方向力和力矩通过以下公式得到：
Figure FDA0001847735250000042
Figure FDA0001847735250000043
Figure FDA0001847735250000044
其中，
Figure FDA0001847735250000045
为k站位质心处积分载荷的三方向力矩，
Figure FDA0001847735250000046
为k站位更新后的三方向力，
Figure FDA0001847735250000047
为k站位更新后的三方向力矩。
8.根据权利要求7所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤五中，补充力为：
Figure FDA0001847735250000048
其中，
Figure FDA0001847735250000049
为k站位输入加载点三方向补充力，
Figure FDA00018477352500000410
为k站位输入加载点三方向补充力偶；
补充力和补充力矩的平衡方程为：
Figure FDA00018477352500000411
其中，xk、yk、zk为k站位输入加载点三方向坐标，
Figure FDA00018477352500000412
为k站位输入加载点三方向补充力矩。
9.根据权利要求8所述的误差优化的静力试验载荷设计方法，其特征在于：在步骤六中，约束条件为：
Figure FDA00018477352500000413
其中，
Figure FDA0001847735250000051
为x方向力矩相对误差容限，
Figure FDA0001847735250000052
为y方向力矩相对误差容限，
Figure FDA0001847735250000053
为z方向力矩相对误差容限；
试验加载所需要的三方向力为：
Figure FDA0001847735250000054
Figure FDA0001847735250000055
Figure FDA0001847735250000056
其中，
Figure FDA0001847735250000057
为x方向补充力，
Figure FDA0001847735250000058
为y方向补充力，
Figure FDA0001847735250000059
为z方向补充力。
10.一种误差优化的静力试验载荷设计系统，其特征在于包括：
第一模块，用于判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；
第二模块，用于当通过压心位置进行静力试验加载时，根据气动力矩平衡方程得到压心的线性方程组；
第三模块，用于预设压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标得到压心求解的站位补充方程，根据压心求解的站位补充方程和压心的线性方程组得到联立方程，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；
预设压心处于气动外形的轴线上，得到压心求解的轴线补充方程，根据压心求解的轴线补充方程和压心的线性方程组得到轴线联立方程，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；
第四模块，用于当通过加载点位置输入确定试验载荷，根据加载方案指定加载点坐标以及力矩和力的平衡方程，对各站位积分载荷进行转换，得到各站位更新后三方向力和力矩；
第五模块，通过各站位更新后的三方向力矩减去三方向力产生的力矩，得到各站位补充力矩；用于对各站位补充力矩进行转换，得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；
第六模块，用于将试验点的三方向力产生的力矩减去更新后三方向力矩，得到加载点三方向补充力矩；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。
CN201811279407.7A 2018-10-30 2018-10-30 一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统 Active CN109214131B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811279407.7A CN109214131B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811279407.7A CN109214131B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109214131A CN109214131A (zh) 2019-01-15
CN109214131B true CN109214131B (zh) 2022-12-27

Family

ID=64997858

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811279407.7A Active CN109214131B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109214131B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112124620A (zh) * 2020-09-13 2020-12-25 中国运载火箭技术研究院 应用于飞行器的伺服负载力矩计算方法、设备及存储介质
CN112364494B (zh) * 2020-10-30 2024-04-09 中国运载火箭技术研究院 一种面对称飞行器挂飞载荷计算及强度校核方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101793591A (zh) * 2010-03-26 2010-08-04 北京航空航天大学 飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统
CN102117362A (zh) * 2011-01-05 2011-07-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法
CN102901613A (zh) * 2012-09-29 2013-01-30 中国航天空气动力技术研究院 一种再入飞行器压力中心确定方法
CN106557599A (zh) * 2015-09-29 2017-04-05 中国飞机强度研究所 一种空间力系载荷谱编制方法
CN107092725A (zh) * 2017-03-27 2017-08-25 北京宇航系统工程研究所 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法
CN107341309A (zh) * 2017-07-06 2017-11-10 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于垂尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法
CN107844643A (zh) * 2017-10-25 2018-03-27 北京电子工程总体研究所 一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8442705B2 (en) * 2009-02-27 2013-05-14 Airbus Operations Gmbh Method and device for determining aerodynamic characteristics of an aircraft

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101793591A (zh) * 2010-03-26 2010-08-04 北京航空航天大学 飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统
CN102117362A (zh) * 2011-01-05 2011-07-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法
CN102901613A (zh) * 2012-09-29 2013-01-30 中国航天空气动力技术研究院 一种再入飞行器压力中心确定方法
CN106557599A (zh) * 2015-09-29 2017-04-05 中国飞机强度研究所 一种空间力系载荷谱编制方法
CN107092725A (zh) * 2017-03-27 2017-08-25 北京宇航系统工程研究所 一种基于闭环仿真的运载器分布载荷优化设计方法
CN107341309A (zh) * 2017-07-06 2017-11-10 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种基于垂尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法
CN107844643A (zh) * 2017-10-25 2018-03-27 北京电子工程总体研究所 一种导弹弹体弹性变形下导弹压心变化分析方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109214131A (zh) 2019-01-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10726168B2 (en) Integration method for accurate modeling and analysis and reliability-based design optimization of variable stiffness composite plate and shell structures
CN106055764B (zh) 基于三维壳有限元-梁模型的风力机叶片位移计算方法
CN109733638B (zh) 一种长支柱起落架大变形情况下载荷施加方法
CN109214131B (zh) 一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统
CN107016181A (zh) 一种舱门结构静强度计算方法
CN112613159B (zh) 一种Stewart平台6-UHU结构运动学求解及误差标定方法
CN110704953B (zh) 一种大展弦比机翼静气弹性能设计敏度的分析方法
CN106885676A (zh) 气动载荷产生的非解耦六自由度机构末端位姿误差补偿法
CN103921954B (zh) 基于三轴数控定位器的飞机壁板装配变形的数字化校正方法
CN107066703A (zh) 一种舱门结构静强度计算方法
CN107341309B (zh) 一种基于垂尾载荷的机身与尾翼连接铰点载荷分配方法
CN107389284A (zh) 一种基于应变的框架结构弹性变形的测量方法
Wang et al. Analytical and experimental study on deformation of thin-walled panel with non-ideal boundary conditions
Ye et al. The modified force-density method for form-finding of membrane structures
CN109163677B (zh) 一种三维激光扫描系统进行产品翼面结构水平测量的方法
CN108995829B (zh) 一种平台在轨标定方法
CN110765550A (zh) 面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法
Huang et al. Machining deformation analysis of aircraft monolithic components based on the energy method
Yang et al. Aeroelastic optimization design for wing with maneuver load uncertainties
CN115145221A (zh) 一种基于机器人铣边误差追溯的工件与刀具位姿标定方法
Komarov Dimensionless criterion of power perfection of a structure
CN105701302A (zh) 基于离散误差消除技术的光学球面面形参数处理方法
Huang et al. Inverse dynamics analysis of a 6-RR-RP-RR parallel manipulator with offset universal joints
CN110309544B (zh) 一种基于神经网络的梁大变形的受力点预测方法
Ospina-Aldana et al. Predictive shimming of frame-panel assemblies using FEM and laser scanning

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant