CN111428399A - 一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法 - Google Patents

一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，属于气动弹性试验技术领域；步骤一、在原有翼舵模型的侧面设置5组节点,测量获得在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量；步骤二、有限元建立翼舵平板模型；步骤三、在平板翼面按步骤一的位置设置5组节点,调整10个节点的弹性模量和泊松比,获得与原有翼舵模型相同的刚度分布；步骤四、根据弯曲刚度方程和扭转刚度方程，对平板翼面的4个分段进行调整；步骤五、将调整后的翼舵平板模型作为实际翼舵模型骨架；并在平板翼面的外部包覆泡沫；构建完整的实际翼舵模型；本发明通过仿真分析结合地面加载试验的方式能够有效地减少结构分析的难度，简化计算模型，又可以真实模拟结构的刚度分布规律。

Description

一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法
技术领域
本发明属于气动弹性试验技术领域，涉及一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法。
背景技术
为了研究飞行器的气动弹性特征，需要进行全弹性模型设计，而这种设计的前提即是需要获得模型的刚度分布规律。传统获得结构刚度分布的方法为，对结构进行真实建模，还原全部的梁、肋条、蒙皮等结构部件，在通过材料力学或结构力学有关内容进行计算和分析，得到结构各个部分的整体刚度情况。再按照得到的刚度分布进行全弹性模型设计。
但是，传统的全弹性模型设计方法存在着以下不足：
(1)刚度获得困难，由于很多梁、肋条、蒙皮等结构部件结构并不规则，刚度计算困难而且耗时较长，特别是当使用几何拓扑优化后，结构刚度计算更加复杂。
(2)刚度获得准确性差，由于模型之间存在接触、摩擦等因素，载荷分析过程困难，计算得到的刚度分布特征往往与真实情况相差较大。
(3)利用获得的刚度分布数据进行全弹性模型设计过程，仍然需要将刚度分布转化为材料的截面形状和材料属性，过程更加复杂。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，通过仿真分析结合地面加载试验的方式能够有效地减少结构分析的难度，简化计算模型，又可以真实模拟结构的刚度分布规律。
本发明解决技术的方案是：
一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，包括如下步骤：
步骤一、在原有翼舵模型的侧面设置5组节点；每组节点包括2个节点，对原有翼舵模型进行加载，测量获得在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量；
步骤二、有限元建立翼舵平板模型，包括平板翼面和固定结构；
步骤三、在平板翼面按步骤一的位置设置5组节点；并按步骤一的方式加载，分别调整10个节点的弹性模量和泊松比；实现在加载载荷下各点的变形量与步骤一相同；获得与原有翼舵模型相同的刚度分布；
步骤四、将原有翼舵模型每组2个节点之间连线，将原有翼舵模型分为4个分段；测量每个分段的弹性模量E原有；测量每个分段的截面惯性矩I原有；测量每个分段的剪切模量G原有；测量每个分段的极惯性矩J原有；
将平板翼面的每组2个节点之间连线，将平板翼面分成相同的4个分段；根据弯曲刚度方程和扭转刚度方程，对平板翼面的4个分段进行调整；
步骤五、将调整后的翼舵平板模型作为实际翼舵模型骨架；并在平板翼面的外部包覆泡沫；构建完整的实际翼舵模型。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，所述步骤一中，在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量的获得方法为：
S1、在原有翼舵模型的侧面，沿从原有翼舵模型根部至顶部的展向方向均匀设置5组节点；每组节点包括2个节点；2个节点对称设置，且其中1个节点设置在原有翼舵模型的前缘处，另1个节点设置在原有翼舵模型的后缘处；
S2、随机选取原有翼舵模型顶部一组节点中的1个节点悬挂砝码；测量10个节点在加载砝码重量后的变形量；首次悬挂砝码重量为7N；
S3、重复3-6次S2；获得各节点在不同载荷下对应的变形量；每次悬挂砝码的位置不同，且每次悬挂位置位于首次悬挂位置附近；每次悬挂砝码的重量增加1N。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，所述步骤二中，平板翼面为板状结构；平板翼面竖直放置；固定结构固定安装在平板翼面的底端。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，所述步骤三中，调整10个节点的弹性模量和泊松比的方法为：
S1、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面根部2个节点的弹性模量和泊松比；实现根部2个节点的变形量与原有翼舵模型根部的2个节点变形量相同；
S2、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面顶部2个节点的弹性模量和泊松比；实现顶部2个节点的变形量与原有翼舵模型顶部的2个节点变形量相同；
S3、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面中部6个节点的弹性模量和泊松比；实现中部6个节点的变形量与原有翼舵模型中部6个节点变形量相同。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，所述步骤四中，对平板翼面的4个分段进行调整的具体方法为：
根据弯曲刚度方程E原有×I原有＝E模型×I模型，调整I模型实现等式成立；
根据扭转刚度方程G原有×J原有＝G模型×J模型，调整J模型实现等式成立；
式中，E模型为平板翼面分段的弹性模量，为建模固定值；
I模型为平板翼面分段的截面惯性矩，可调；
G模型为平板翼面分段的剪切模量，为建模固定值；
J模型为平板翼面分段的极惯性矩，可调。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，所述步骤二中，各节点的变形量的测量设备采用激光位移传感器。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，所述步骤三中，平板翼面上各节点的变形量与原有翼舵模型各节点变形量相同是指变形量差值小于实测值的5％。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，所述步骤五中，所述实际翼舵模型骨架采用弹性模量高于210GPa的金属材料；所述泡沫的密度小于500kg/m3，弹性模量小于10GPa。
在上述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，泡沫的外形与原有翼舵模型外形相同。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明的试验模型设计过程简单，试验建模简化容易；
(2)本发明的试验模型设计更加准确，由于试验模型是有真实模型加载测量而来的，降低模型模拟过程中产生的误差；
(3)本发明的设计过程简单，便于后续的弹性模型结构设计
附图说明
图1为本发明翼舵面全弹性模型设计流程图；
图2为本发明在原有翼舵模型加载试验示意图；
图3为本发明翼舵平板模型结构示意图；
图4为本发明实际翼舵模型示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明提供了一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，首先进行地面加载标定试验获得模型在载荷条件下的变形量，再利用三维建模软件建立平板模型，通过有限元分析软件对模型进行模拟加载，通过分段调整有限元模型的材料属性的方式，使其变形量与地面加载标定试验获得的变形量基本吻合，则有限元模型各段的材料属性即为该翼舵面模型结构刚度分布。最后通过调整模型各个截面惯性矩和极惯性矩的方式完成全弹性模型设计。本发明通过仿真分析结合地面加载试验的方式能够有效地减少结构分析的难度，简化计算模型，又可以真实模拟结构的刚度分布规律。
如图1所示，翼舵面全弹性模型设计方法，具体包括如下步骤：
步骤一、在原有翼舵模型的侧面设置5组节点；每组节点包括2个节点，对原有翼舵模型进行加载，测量获得在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量；试验部件水平支撑，砝码加载不会引起试验部件发生塑性变形，如图2所示。在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量的获得方法为：
S1、在原有翼舵模型的侧面，沿从原有翼舵模型根部至顶部的展向方向均匀设置5组节点；每组节点包括2个节点；2个节点对称设置，且其中1个节点设置在原有翼舵模型的前缘处，另1个节点设置在原有翼舵模型的后缘处；
S2、随机选取原有翼舵模型顶部一组节点中的1个节点悬挂砝码；测量10个节点在加载砝码重量后的变形量；首次悬挂砝码重量为7N；
S3、重复3-6次S2；获得各节点在不同载荷下对应的变形量；每次悬挂砝码的位置不同，且每次悬挂位置位于首次悬挂位置附近；每次悬挂砝码的重量增加1N。
步骤二、有限元建立翼舵平板模型，如图3所示，包括平板翼面1和固定结构2；平板翼面1为板状结构；平板翼面1竖直放置；固定结构2固定安装在平板翼面1的底端。
步骤三、在平板翼面1按步骤一的位置设置5组节点；并按步骤一的方式加载，分别调整10个节点的弹性模量和泊松比；实现在加载载荷下各点的变形量与步骤一相同；获得与原有翼舵模型相同的刚度分布；调整10个节点的弹性模量和泊松比的方法为：
S1、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面1根部2个节点4的弹性模量和泊松比；实现根部2个节点4的变形量与原有翼舵模型根部的2个节点变形量相同；
S2、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面1顶部2个节点3的弹性模量和泊松比；实现顶部2个节点3的变形量与原有翼舵模型顶部的2个节点变形量相同；
S3、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面1中部6个节点9的弹性模量和泊松比；实现中部6个节点9的变形量与原有翼舵模型中部6个节点变形量相同。
各节点的变形量的测量设备采用激光位移传感器或其它非接触距离测量设备。平板翼面1上各节点的变形量与原有翼舵模型各节点变形量相同是指变形量差值小于实测值的5％。
步骤四、将原有翼舵模型每组2个节点之间连线，将原有翼舵模型分为4个分段；测量每个分段的弹性模量E原有；测量每个分段的截面惯性矩I原有；测量每个分段的剪切模量G原有；测量每个分段的极惯性矩J原有；
将平板翼面1的每组2个节点之间连线，将平板翼面1分成相同的4个分段；根据弯曲刚度方程和扭转刚度方程，对平板翼面1的4个分段进行调整；对平板翼面1的4个分段进行调整的具体方法为：
根据弯曲刚度方程E原有×I原有＝E模型×I模型，调整I模型实现等式成立；
根据扭转刚度方程G原有×J原有＝G模型×J模型，调整J模型实现等式成立；
式中，E模型为平板翼面1分段的弹性模量，为建模固定值；
I模型为平板翼面1分段的截面惯性矩，可调；
G模型为平板翼面1分段的剪切模量，为建模固定值；
J模型为平板翼面1分段的极惯性矩，可调。
步骤五、将调整后的翼舵平板模型作为实际翼舵模型骨架；并在平板翼面1的外部包覆泡沫8；构建完整的实际翼舵模型。实际翼舵模型骨架采用弹性模量高于210GPa的金属材料；所述泡沫8的密度小于500kg/m3，弹性模量小于10GPa。泡沫8的外形与原有翼舵模型外形相同，如图4所示。
本发明的具体设计流程为：
先进行地面加载标定试验获得原有翼舵模型在载荷条件下的变形量，再利用三维建模软件建立翼舵平板模型，将模型分为平板翼面1、固定结构2两个部分，通过有限元分析软件对模型进行模拟加载，依次使平板翼面1根部前后缘两个节点，顶部前后缘两个节点，以及中部6个节点与地面试验测量结果接近。通过刚度公式计算等效中芯材料的惯性矩和极惯性矩，使用金属设计制作机翼中芯，再使用模型周围泡沫8用来维形，实现最终成型。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (9)

1.一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、在原有翼舵模型的侧面设置5组节点；每组节点包括2个节点，对原有翼舵模型进行加载，测量获得在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量；
步骤二、有限元建立翼舵平板模型，包括平板翼面(1)和固定结构(2)；
步骤三、在平板翼面(1)按步骤一的位置设置5组节点；并按步骤一的方式加载，分别调整10个节点的弹性模量和泊松比；实现在加载载荷下各点的变形量与步骤一相同；获得与原有翼舵模型相同的刚度分布；
步骤四、将原有翼舵模型每组2个节点之间连线，将原有翼舵模型分为4个分段；测量每个分段的弹性模量E原有；测量每个分段的截面惯性矩I原有；测量每个分段的剪切模量G原有；测量每个分段的极惯性矩J原有；
将平板翼面(1)的每组2个节点之间连线，将平板翼面(1)分成相同的4个分段；根据弯曲刚度方程和扭转刚度方程，对平板翼面(1)的4个分段进行调整；
步骤五、将调整后的翼舵平板模型作为实际翼舵模型骨架；并在平板翼面(1)的外部包覆泡沫(8)；构建完整的实际翼舵模型。
2.根据权利要求1所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤一中，在加载载荷下翼舵模型各节点的变形量的获得方法为：
S1、在原有翼舵模型的侧面，沿从原有翼舵模型根部至顶部的展向方向均匀设置5组节点；每组节点包括2个节点；2个节点对称设置，且其中1个节点设置在原有翼舵模型的前缘处，另1个节点设置在原有翼舵模型的后缘处；
S2、随机选取原有翼舵模型顶部一组节点中的1个节点悬挂砝码；测量10个节点在加载砝码重量后的变形量；首次悬挂砝码重量为7N；
S3、重复3-6次S2；获得各节点在不同载荷下对应的变形量；每次悬挂砝码的位置不同，且每次悬挂位置位于首次悬挂位置附近；每次悬挂砝码的重量增加1N。
3.根据权利要求2所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤二中，平板翼面(1)为板状结构；平板翼面(1)竖直放置；固定结构(2)固定安装在平板翼面(1)的底端。
4.根据权利要求3所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤三中，调整10个节点的弹性模量和泊松比的方法为：
S1、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面(1)根部2个节点(4)的弹性模量和泊松比；实现根部2个节点(4)的变形量与原有翼舵模型根部的2个节点变形量相同；
S2、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面(1)顶部2个节点(3)的弹性模量和泊松比；实现顶部2个节点(3)的变形量与原有翼舵模型顶部的2个节点变形量相同；
S3、按照步骤一的加载位置和加载载荷对翼舵平板模型进行加载；调整平板翼面(1)中部6个节点(9)的弹性模量和泊松比；实现中部6个节点(9)的变形量与原有翼舵模型中部6个节点变形量相同。
5.根据权利要求4所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤四中，对平板翼面(1)的4个分段进行调整的具体方法为：
根据弯曲刚度方程E原有×I原有＝E模型×I模型，调整I模型实现等式成立；
根据扭转刚度方程G原有×J原有＝G模型×J模型，调整J模型实现等式成立；
式中，E模型为平板翼面(1)分段的弹性模量，为建模固定值；
I模型为平板翼面(1)分段的截面惯性矩，可调；
G模型为平板翼面(1)分段的剪切模量，为建模固定值；
J模型为平板翼面(1)分段的极惯性矩，可调。
6.根据权利要求2所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤二中，各节点的变形量的测量设备采用激光位移传感器。
7.根据权利要求4所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤三中，平板翼面(1)上各节点的变形量与原有翼舵模型各节点变形量相同是指变形量差值小于实测值的5％。
8.根据权利要求1所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：所述步骤五中，所述实际翼舵模型骨架采用弹性模量高于210GPa的金属材料；所述泡沫(8)的密度小于500kg/m3，弹性模量小于10GPa。
9.根据权利要求8所述的一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法，其特征在于：泡沫(8)的外形与原有翼舵模型外形相同。
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