CN111104758B - 一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法，属于飞行器动力学建模技术领域，解决了现有方法建立的模型计算速度慢精度低的问题。飞行器内部设备连接建模方法包括：构建飞行器内部设备的结构模型；确定结构模型中的所有连接处的连接形式；将每个连接处的连接形式简化为结构与结构之间的强连接、无减震的设备安装连接、限位销或长螺栓连接和有减震的设备安装连接中的一种；限位销或长螺栓连接采用一维梁模型进行模拟；根据简化后的连接形式采用的模型，确定模型参数，并建立所有连接处的模型；对整个结构模型进行网格划分，完成整个结构模型的有限元模型建立。本发明简化了计算过程，提高了有限元仿真效率。

Description

一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法

技术领域

本发明涉及飞行器动力学建模技术领域，尤其涉及一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法。

背景技术

在工程实践中，为对飞行器内部设备进行准确的动力学特性分析和响应特性预示，就必须建立能够准确反映实际结构动力特性的有限元模型。然而，动力学模型建模过程中对模型精度影响最大的就是连接部位的动力学建模。飞行器内部设备通过螺栓与飞行器连接，连接部位涉及到非线性特征、摩擦以及碰撞等诸多复杂动力学因素，如果详细描述这些细节，势必会造成模型极其复杂，计算量过于庞大的问题，造成计算精度下降甚至计算无法进行，因此在工程实践中应当对此类连接形式采用一定程度的等效模拟，在保证模型精度的前提下，简化模型，提高计算效率。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法，用以解决现有方法建立的模型计算速度慢精度低的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明技术方案提供一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法，飞行器内部设备连接建模方法包括：

S1、构建飞行器内部设备的结构模型；

S2、确定结构模型中的所有连接处的连接形式；

S3、将每个连接处的连接形式简化为结构与结构之间的强连接、无减震的设备安装连接、限位销或长螺栓连接和有减震的设备安装连接中的一种；限位销或长螺栓连接采用一维梁模型进行模拟；

S4、根据简化后的连接形式采用的模型，确定模型参数，并建立所有连接处的模型；

S5、对整个结构模型进行网格划分，完成整个结构模型的有限元模型建立。

本发明技术方案中，步骤S1中：结构模型为可用于有限元分析的三维仿真模型。

本发明技术方案中，步骤S3中：

结构与结构之间的强连接采用RBE2模型进行模拟；

无减震的设备安装连接采用RBE3模型进行模拟；

有减震的设备安装连接采用Springs_Gaps模型进行模拟，且card image设置为PBUSH。

本发明技术方案中，步骤S4包括：

S4.1、确定结构模型中飞行器内部设备的参数及中螺栓和限位销的参数；

S4.2、对设备采用质点等效进行模拟；

S4.3、每个螺栓和限位销均采用一维梁模型模拟，且一维梁与飞行器内部设备之间的连接均使用RBE3模型进行模拟，一维梁与飞行器之间的连接均使用RBE2模型进行模拟。

本发明技术方案中，步骤S4.1中：结构模型中飞行器内部设备的参数包括飞行器内部设备的质量和质心位置；螺栓和限位销的参数包括个数、直径、长度和使用材料的弹性模量、泊松比、密度和等效阻尼。

本发明技术方案中，等效阻尼GE满足：

当飞行器内部设备重量满足m≤36kg时，等效阻尼GE＝0.05；

当飞行器内部设备重量满足36kg<m≤72kg，等效阻尼GE＝0.05×10^{(0.0167m-0.6)}；

当飞行器内部设备重量满足m≥72kg，等效阻尼GE＝0.2。

本发明技术方案中，步骤S4.1中：一维梁的长度为螺栓或限位销的长度的一半；一维梁的直径与螺栓或限位销的直径相等；一维梁的中心与螺栓或限位销的中心重合。

本发明技术方案中，步骤S4.2中：飞行器内部设备的等效质点的质量与飞行器内部设备的质量相同，行器内部设备的等效质点的位置与飞行器内部设备的质心位置相同。

本发明技术方案中，步骤S4.3中：将飞行器内部设备的等效质点与每个一维梁的对应一端节点连接，连接形式采用RBE3模型，并设定飞行器内部设备的等效质点的动力学响应为所有一维梁与飞行器内部设备的等效质点的连接节点动力学响应的平均值。

本发明技术方案中，步骤S4.3中：将飞行器连接安装孔与对应的一维梁的另一端节点连接，连接形式采用RBE2模型，并设定所有一维梁与飞行器连接安装孔的连接节点的动力学响应的相同。

本发明技术方案至少能够实现以下效果之一：

1.本发明将飞行器的经典模型简化为四种，从而在保证连接方式的连接特性和传力特性的前提下，减少了模拟所需的模型种类，进而简化了计算过程，提高了有限元仿真效率；

2.本发明针对难以模拟的螺栓和限位销，使用了一维梁建模，并设置了一维梁建模时一维梁与螺栓的参数关系，保证了一维梁模型能够真实地反应螺栓和限位销的连接特性和传力特性，同时降低了简化了模型，降低了有限元仿真计算过程的计算量；

3.本发明对一维梁模型的阻尼进行了限定，使得一维梁模型随着时间推移，能够始终准确地反应螺栓和限位销的连接特性和传力特性，保证有限元仿真的过程中建立的有限元模型的稳定性；

4.本发明通过使一维梁模型两端的连接方式采用不同的模型来进行模拟，使得本发明在保证仿真精度的基础上简化了飞行器动力学建模难度，提高仿真计算效率，其成果可推广至各种飞行器的动力学建模中。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为本发明实施例中连接形式分类示意图；

图2为本发明实施例中某设备安装模型图；

图3为本发明实施例中设备等效为质点的示意图；

图4为本发明实施例中螺栓采用一维梁建模的示意图；

图5为本发明实施例中螺栓材料参数示意图；

图6为本发明实施例中一维梁与设备连接的示意图；

图7为本发明实施例中一维梁与飞行器地板连接的示意图。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接可以是机械连接，也可以是电连接可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

全文中描述使用的术语“顶部”、“底部”、“在……上方”、“下”和“在……上”是相对于装置的部件的相对位置，例如装置内部的顶部和底部衬底的相对位置。可以理解的是装置是多功能的，与它们在空间中的方位无关。

本发明实施例提供了一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法，通过将设备等效为质点，连接螺栓等效为一维梁，螺栓长度和阻尼参数根据工程实践经验公式等效，选用对应的连接形式的手段进行简化，最终形成了飞行器内部设备及螺栓的参数化模型，提高了飞行器内部设备动力学建模速度和计算效率。

具体的，一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法，飞行器内部设备连接建模方法包括：

S1、构建飞行器内部设备的结构模型，结构模型为可用于有限元分析的三维仿真模型，使用CAD或Pro/Engineer或Solidworks建立的三维模型。

S2、确定结构模型中的所有连接处的连接形式，考虑飞行器内部设备可以看做为整体的刚性结构，结构模型中的连接处主要为飞行器内部设备与飞行器之间的连接处。

S3、如图1所示，将每个连接处的连接形式简化为结构与结构之间的强连接、无减震的设备安装连接、限位销或长螺栓连接和有减震的设备安装连接中的一种：

目前针对各种连接方式主要有两种处理方式：一种是直接将各种连接均处理成刚性连接。这种方式建模速度快，但是建模误差非常大，基本上不能真实反映连接结构处的力学特性。第二种是根据真实的连接形式实事求是的建立有限元模型，这种建模方式适合简单的结构，建模工作量极大，往往一个连接结构的建模就会花费数天的时间，无法处理飞行器结构上动则成百上千的连接建模。相对于现有的上述两种处理方式，使用本发明实施例的建模方法建模精度能够提高50％以上，计算效率提高80％。

结构与结构之间的强连接包括铆接的等形式，这类连接刚度大，强度高，因此结构与结构之间的强连接采用RBE2模型进行模拟；

无减震的设备安装连接中，设备的刚度相对于舱体结构而言高很对，因此相对于结构而言，设备具有刚体属性，因此无减震的设备安装连接采用RBE3模型进行模拟；

限位销和长螺栓本身的动力学特性对连接对象的动力学特性影响很大，这类连接应当详细模拟限位销或长螺栓，因此限位销或长螺栓连接采用一维梁模型进行模拟；

有减震的设备安装连接采用Springs_Gaps模型进行模拟，且card image设置为PBUSH。

本发明实施例通过对飞行器典型连接特性进行分类，并根据每类连接动力学特性设定相适应的连接模型，在保证仿真精度的基础上简化了飞行器动力学建模难度，提高仿真计算效率。

S4、根据简化后的连接形式采用的模型，确定模型参数，并建立所有连接处的模型；其中，结构与结构之间的强连接、无减震的设备安装连接和有减震的设备安装连接均采用现有的常规模型来进行模拟，不再赘述。

针对限位销或长螺栓连接的模拟步骤包括：

S4.1、确定结构模型中飞行器内部设备的参数及中螺栓和限位销的参数，具体为：结构模型中飞行器内部设备的参数包括飞行器内部设备的质量和质心位置；螺栓和限位销的参数包括个数、直径、长度和使用材料的弹性模量、泊松比、密度和等效阻尼。

其中，螺栓材料参数中的弹性模量E、泊松比NU和材料密度RHO根据螺栓材料本身的参数设定即可。影响动力学计算最关键的是连接阻尼设置，本发明实施例中，螺栓等效阻尼的设定与中飞行器内部设备本身重量相关，等效阻尼GE满足：

当飞行器内部设备重量满足m≤36kg时，等效阻尼GE＝0.05；

当飞行器内部设备重量满足36kg<m≤72kg，等效阻尼GE＝0.05×10^{(0.0167m-0.6)}；

当飞行器内部设备重量满足m≥72kg，等效阻尼GE＝0.2。

此外，本发明实施例中，一维梁的长度为螺栓或限位销的长度的一半；一维梁的直径与螺栓或限位销的直径相等；一维梁的中心与螺栓或限位销的中心重合。

S4.2、对设备采用质点等效进行模拟，具体的：飞行器内部设备的等效质点的质量与飞行器内部设备的质量相同，行器内部设备的等效质点的位置与飞行器内部设备的质心位置相同。

S4.3、每个螺栓和限位销均采用一维梁模型模拟，且一维梁与飞行器内部设备之间的连接均使用RBE3模型进行模拟，一维梁与飞行器之间的连接均使用RBE2模型进行模拟，其中：将飞行器内部设备的等效质点与每个一维梁的对应一端节点连接，连接形式采用RBE3模型，并设定飞行器内部设备的等效质点的动力学响应为所有一维梁与飞行器内部设备的等效质点的连接节点动力学响应的平均值；将飞行器连接安装孔与对应的一维梁的另一端节点连接，连接形式采用RBE2模型，并设定所有一维梁与飞行器连接安装孔的连接节点的动力学响应的相同。

S5、对整个结构模型进行网格划分，完成整个结构模型的有限元模型建立，具体的网格划分，可根据实际需要来进行，完成的有限元模型可以直接用于飞行器的动力学模拟仿真。

本发明实施例通过将飞行器内部设备等效为质点，连接螺栓等效为一维梁，螺栓长度和阻尼参数根据公式或设置进行等效，选用对应的连接形式的手段进行简化，最终完成了飞行器内部设备及连接关系的参数化模型。本发明实施例在保证仿真精度的基础上简化了飞行器动力学建模难度，提高仿真计算效率，其成果可推广至各种飞行器的动力学建模中。

如图2所示，使用本发明实施例对某飞行器内部设备进行模拟，该设备整体为矩形，作为刚性部件进行建模，通过四角处的设置的相同类型螺栓与飞行器的地板固定安装。

对螺栓连接处进行建模，具体过程为：

采集该设备的质量、质心、螺栓个数、螺栓直径、螺栓长度及螺栓材料的弹性模量、泊松比和材料密度等参数：该设备质量为50Kg，质心在设备的几何中心。螺栓有四个、直径4mm、长度268mm。螺栓材料为钢，弹性模量E＝2.1e11Pa、泊松比NU＝0.3和材料密度RHO＝7600Kg/m³。

如图3所示，设备采用质点等效，质点位置位于质心位置处，并将设备质量50kg赋予该质点。

如图4、图5所示，螺栓采用一维梁建模，一维梁的长度应等效为为螺栓长度的一半，直径与螺栓直径相等，等效螺栓长度134mm，直径4mm，一维梁中心位置与原螺栓中心位置重合。

由于等效阻尼GE满足：

当飞行器内部设备重量满足m≤36kg时，等效阻尼GE＝0.05；

当飞行器内部设备重量满足36kg<m≤72kg，等效阻尼GE＝0.05×10^{(0.0167m-0.6)}；

当飞行器内部设备重量满足m≥72kg，等效阻尼GE＝0.2。

本发明实施例中，设备重量为50Kg，飞行器内部设备重量满足36kg<m≤72kg，等效阻尼GE＝0.05×10^{(0.0167m-0.6)}＝0.0859。

如图6所示，将等效后的一维梁与设备连接：将设备的等效质点与四个一维梁的一端连接，并设定飞行器内部设备的等效质点的动力学响应为所有一维梁与飞行器内部设备的等效质点的连接节点动力学响应的平均值，设定连接形式为RBE3。

如图7所示，将等效后的一维梁与飞行器地板连接：将一维梁的一端与飞行器上对应的螺栓孔中的每一个节点连接，连接采用刚性连接，设定连接形式为RBE2，并设定所有一维梁与飞行器连接安装孔的连接节点的动力学响应的相同。

利用已完成的动力学模型开展振动分析，获取结构和设备的振动加速度响应和应力分布，以开展飞行器结构动强度校核和飞行器上设备的环境适应性评价，实现飞行器结构设计参数优化和飞行器内部设备减震设计。

综上所述，本发明实施例提供的一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法，将飞行器的经典模型简化为四种，从而在保证连接方式的连接特性和传力特性的前提下，减少了模拟所需的模型种类，进而简化了计算过程，提高了有限元仿真效率；本发明针对难以模拟的螺栓和限位销，使用了一维梁建模，并设置了一维梁建模时一维梁与螺栓的参数关系，保证了一维梁模型能够真实地反应螺栓和限位销的连接特性和传力特性，同时降低了简化了模型，降低了有限元仿真计算过程的计算量；本发明对一维梁模型的阻尼进行了限定，使得一维梁模型随着时间推移，能够始终准确地反应螺栓和限位销的连接特性和传力特性，保证有限元仿真的过程中建立的有限元模型的稳定性；本发明通过使一维梁模型两端的连接方式采用不同的模型来进行模拟，使得本发明在保证仿真精度的基础上简化了飞行器动力学建模难度，提高仿真计算效率。

本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种用于动力学模拟的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述飞行器内部设备连接建模方法包括：

S1、构建飞行器内部设备的结构模型；

S2、确定结构模型中的所有连接处的连接形式；

S3、将每个连接处的连接形式简化为结构与结构之间的强连接、无减震的设备安装连接、限位销或长螺栓连接和有减震的设备安装连接中的一种；限位销或长螺栓连接采用一维梁模型进行模拟；

结构与结构之间的强连接采用RBE2模型进行模拟；

无减震的设备安装连接采用RBE3模型进行模拟；

有减震的设备安装连接采用Springs_Gaps模型进行模拟，且card image设置为PBUSH；

S4、根据简化后的连接形式采用的模型，确定模型参数，并建立所有连接处的模型；

S4.1、确定结构模型中飞行器内部设备的参数及中螺栓和限位销的参数；

S4.2、对设备采用质点等效进行模拟；

S4.3、每个螺栓和限位销均采用一维梁模型模拟，且一维梁与飞行器内部设备之间的连接均使用RBE3模型进行模拟，一维梁与飞行器之间的连接均使用RBE2模型进行模拟；

S5、对整个结构模型进行网格划分，完成整个结构模型的有限元模型建立。

2.根据权利要求1所述的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述步骤S1中：结构模型为可用于有限元分析的三维仿真模型。

3.根据权利要求1所述的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述步骤S4.1中：结构模型中飞行器内部设备的参数包括飞行器内部设备的质量和质心位置；螺栓和限位销的参数包括个数、直径、长度和使用材料的弹性模量、泊松比、密度和等效阻尼。

4.根据权利要求3所述的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述等效阻尼满足：

当飞行器内部设备重量满足时，等效阻尼；

当飞行器内部设备重量满足，等效阻尼；

当飞行器内部设备重量满足，等效阻尼。

5.根据权利要求4所述的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述步骤S4.1中：一维梁的长度为螺栓或限位销的长度的一半；一维梁的直径与螺栓或限位销的直径相等；一维梁的中心与螺栓或限位销的中心重合。

6.根据权利要求5所述的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述步骤S4.2中：飞行器内部设备的等效质点的质量与飞行器内部设备的质量相同，行器内部设备的等效质点的位置与飞行器内部设备的质心位置相同。

7.根据权利要求6所述的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述步骤S4.3中：将飞行器内部设备的等效质点与每个一维梁的对应一端节点连接，连接形式采用RBE3模型，并设定飞行器内部设备的等效质点的动力学响应为所有一维梁与飞行器内部设备的等效质点的连接节点动力学响应的平均值。

8.根据权利要求1所述的飞行器内部设备连接建模方法，其特征在于，所述步骤S4.3中：将飞行器连接安装孔与对应的一维梁的另一端节点连接，连接形式采用RBE2模型，并设定所有一维梁与飞行器连接安装孔的连接节点的动力学响应的相同。

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