CN112560167A - 机翼结构力学高保真降阶仿真方法、电子设备、存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，包括步骤：有限元网格节点配对和刚体约束施加，非剪切载荷加载分析，剪切载荷加载分析，计算等效截面属性。本发明涉及一种电子设备和存储介质，用于上述方法。本发明很好地解决了细长结构受剪力作用时，结构内力不再具备周期性的问题，利用结构单胞在弯曲载荷作用下的力学响应，对受剪力情况进行修正，从扰动位移场和面力两个方面予以约束，形式简明，具有良好的可嵌入性。本发明能够通过模拟机翼结构单胞在不同载荷下的变形，计算其等效降阶模型的等效截面刚度矩阵，进而为飞机机翼的有限元分析提供降阶模型单元，提高飞机机翼模型的分析效率。

Description

机翼结构力学高保真降阶仿真方法、电子设备、存储介质

技术领域

本发明涉及机翼结构的力学行为降阶仿真分析技术领域，尤其涉及机翼结构力学高保真降阶仿真方法、电子设备、存储介质。

背景技术

现代飞机的机翼结构往往是具有复杂几何拓扑、复杂材料构成的细长结构，为了满足由结构高精度、高实时性仿真带来的实际需求，诸多采用了降阶模型的多尺度力学分析方法被提出，并应用在一些实际的机翼结构上。

多尺度方法，是一种常用的力学分析方法。飞机机翼结构的典型尺寸在米量级，而研究问题(如疲劳断裂问题)中的典型尺寸(如裂纹长度)可能在毫米量级甚至更小。以飞机机翼为代表的细长类结构在沿轴线方向上的尺寸远大于截面方向，若要精细化分析截面尺度的力学问题，如复杂截面应力应变分布，就需要精细地划分有限元网格，然而由于细长结构沿轴线方向的尺寸较大，整体模型的网格数量将会急剧增大，需要消耗大量的计算成本。

降阶模型是解决此矛盾的有力手段。所谓降阶，是指利用低维度、低自由度数的模型来替代三维的、高自由度数的模型，对于飞机机翼模型，一般是用线状(一维)的梁单元模型来等效特定长度的翼段(三维)。如图1所示，在翼段尺度(小尺度)上，对精细化的翼段有限元模型做几种典型外载荷作用下的变形分析，根据响应得到这一翼段在宏观尺度(大尺度)模型中的等效属性，如弹性模量等，进而用低自由度数的梁单元简化模型组装到整体机翼模型乃至飞机整机模型中，达到快速分析的目的。

降阶分析的目标是将复杂的三维模型处理成低自由度的降阶模型，是将考虑复杂拓扑和非均质材料的复杂结构等效成简化结构模型来进行宏观仿真，这一过程也常被称为均匀化分析。简化后的降阶模型在宏观尺度具有与原始模型等效的特性，如等效刚度、振型等。作为一种平衡了计算精度和效率的有效结构分析工具，降阶模型在飞机设计的概念设计阶段已经得到了广泛应用。

目前业界已在应用的机翼结构降阶分析工具有以下几种：

一是由AnalySwift公司运营的VABS(Variational Asymptotic Beam SectionalAnalysis)，可以对复合材料机翼、叶片等细长结构做快速分析，计算细长结构的截面属性(剪心、等效刚度等)，对截面形状、材料组成具有良好的适应性。

二是由帝国理工载荷控制与气动弹性实验室开发的动气动弹性分析工具SHARPy，提高气动弹性分析效率，同样使用了降阶模型处理机翼结构。

降阶分析中的关键在于需在结构单胞上施加合适的边界条件，在现有的降阶分析工具中，普遍采用了周期性边界条件(PBC)，但由于细长结构在受到剪力作用时，结构单胞的受力不再具有周期性，导致了周期性边界条件的失效，所以需要进行一定修正。正确的边界条件是正确计算结构单胞等效属性、进而有效应用到宏观模型的基础。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明的目的在于提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，处理分析机翼结构的典型翼段，将其简化为低自由度数的结构单元，获得机翼的等效截面属性，如等效刚度矩阵、剪心位置等，进而可采用简化梁模型进行有限元仿真，提高飞机整机的有限元分析效率。

本发明提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，包括以下步骤：

有限元网格节点配对与刚体约束施加，对输入的机翼结构单胞有限元模型的相对端面进行节点配对，得到配对节点组，创建用于定义边界条件的参考节点自由度，对所述机翼结构单胞有限元模型的一个端面施加刚体约束；

非剪切载荷加载分析，采用周期性边界条件，对机翼结构单胞分别施加拉、弯、扭三类载荷，进行有限元分析；

剪切载荷加载分析，采用物理一致边界条件，对机翼结构单胞施加剪切载荷，进行有限元分析；

计算等效截面属性，利用所述非剪切载荷加载分析步骤、所述剪切载荷加载分析步骤的分析结果，计算机翼的等效截面属性。

进一步地，所述非剪切载荷加载分析步骤包括：

施加周期性边界条件：将周期性边界条件施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；

非剪切载荷加载步骤：在拉、弯、扭三类载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。

进一步地，所述剪切载荷加载分析步骤包括：

施加物理一致边界条件，读取所述非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，得到物理一致边界条件的约束方程，施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；

剪切载荷加载，在剪切载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。

进一步地，所述有限元网格节点配对与刚体约束施加步骤包括：

读取网格模型，确定主从面，设定参考轴位置，对端面的节点进行配对，创建参考点自由度，用于施加外载荷；选取所述机翼结构单胞有限元模型的从面施加刚体约束，限制其平均意义上的位移、转动为零。

进一步地，所述施加周期性边界条件步骤包括对各所述配对节点组和所述参考节点自由度施加周期性边界条件约束，对于主从面上的每一组节点，利用有限元约束施加方法添加方程约束，所述周期性边界条件的方程形式如下：

其中，

表示主、从面节点位移，x_i表示节点相对坐标，i＝1,2,3；Δu_i、Δθ_i代表主从面的平均相对位移、相对转角；

所述非剪切载荷加载步骤中，在所述的拉、弯、扭对应的四个参考节点自由度上施加单位载荷。

进一步地，所述施加物理一致边界条件步骤包括读取所述非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，计算物理一致边界条件方程的具体形式，施加在所述配对节点组和参考节点自由度上，替换掉所述施加周期性边界条件步骤中所施加的周期性边界条件；同时在配对的边界结点上施加物理一致边界条件的面力部分，适用于机翼结构的物理一致边界条件位移部分约束方程的形式如下：

其中，Q_k表示即将施加在结构单胞上的剪力大小，k＝2,3，

表示在j方向作用单位弯矩时单胞正边界上扰动场的i方向分量，i＝1,2,3，j＝2,3；

物理一致边界条件的面力部分形式如下：

其中

表示需施加的修正面力，

表示单位弯曲载荷作用时端面面力分布；

所述剪切载荷加载步骤包括在剪切载荷对应的参考节点自由度上，按单一方向剪力作用、两方向剪力同时作用的工况施加单位载荷。

进一步地，所述计算等效截面属性步骤包括利用参考节点自由度的位移值求得单胞变形广义应变，同时利用单胞变形应变能，求解结构单胞的等效截面属性刚度矩阵。

进一步地，所述计算等效截面属性步骤包括：对于所述非剪切载荷加载分析步骤中得到的单位非剪切载荷作用时的情况，从参考节点自由度的位移值求得广义应变；对于所述剪切载荷加载分析步骤中得到的单位剪切载荷作用时的情况，利用单胞整体的应变能结果，求解与剪切相关的柔度系数，构成等效柔度矩阵；

柔度系数计算公式如下：

其中，S_ij表示柔度矩阵中的元素，U_i表示第i次加载时单胞的应变能，i＝5,6分别对应了Q₂、Q₃两次单独加载，i＝7代表了Q₂、Q₃同时加载单位载荷；

得到等效柔度矩阵后，通过矩阵求逆，求得机翼单胞的等效刚度矩阵。

一种电子设备，包括：处理器；

存储器；以及程序，其中所述程序被存储在所述存储器中，并且被配置成由处理器执行，所述程序包括用于执行机翼结构力学高保真降阶仿真方法。

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行机翼结构力学高保真降阶仿真方法。

相比现有技术，本发明的有益效果在于：

本发明提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，包括步骤：有限元网格节点配对和刚体约束施加，非剪切载荷加载分析，剪切载荷加载分析，计算等效截面属性。本发明涉及一种电子设备和存储介质，用于执行机翼结构力学高保真降阶仿真方法。本发明对现有的细长型机翼结构降阶分析方法进行了改进，提出了具有明确物理意义、更接近真实解的物理一致边界条件及其施加方法。本发明很好地解决了细长结构受剪力作用时，结构内力不再具备周期性的问题，利用结构单胞在弯曲载荷作用下的力学响应，对受剪力情况进行修正，从扰动位移场和面力两个方面予以约束，形式简明，具有良好的可嵌入性。本发明能够通过模拟机翼结构单胞在不同载荷下的变形，计算其等效降阶模型的等效截面刚度矩阵，进而为飞机机翼的有限元分析提供降阶模型单元，提高飞机机翼模型的分析效率。本发明在此理论方法的基础上，提供了在商业有限元软件Abaqus平台开发的应用插件程序。

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，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。本发明的具体实施方式由以下实施例及其附图详细给出。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明背景技术中飞机机翼模型降阶处理示意图；

图2为本发明的机翼结构力学高保真降阶仿真方法流程图；

图3为本发明的机翼单胞的有限元模型示意图；

图4为本发明的机翼单胞在剪力载荷作用下的变形状态及切应力云图；

图5为本发明的机翼结构单胞的等效截面属性示意图；

图6为本发明的简化梁模型示意图；

图7为本发明的全尺寸机翼受横向分布力作用下弯曲变形的仿真结果示意图；

图8为本发明的机翼横向挠度的计算结果对比图。

具体实施方式

下面，结合附图以及具体实施方式，对本发明做进一步描述，需要说明的是，在不相冲突的前提下，以下描述的各实施例之间或各技术特征之间可以任意组合形成新的实施例。

机翼结构力学高保真降阶仿真方法，如图2所示，包括以下步骤：

有限元网格节点配对与刚体约束施加，对于如图3所示的机翼结构单胞有限元模型，是本发明所述方法的输入。首先对输入的机翼结构单胞有限元模型的相对端面进行节点配对，得到配对节点组，创建用于定义边界条件的参考节点自由度；具体的包括：

读取用户输入的机翼结构单胞有限元模型，机翼结构单胞有限元模型为机翼沿着翼展方向的一小段三维翼段，包含两个端面，两端面相平行，读取机翼结构单胞有限元模型时，同时要读取各网格单元的信息，信息包括节点编号、材料属性、单元属性等，确定两个端面，定义左端面为从面，右端面为主面，并确定端面的网格信息、节点编号；

设定初始参数，设定对机翼进行降阶分析所用的参考轴位置，本实施例中，选定参考轴位置为机翼截面的剪心；

配对端面节点，对端面的节点进行配对，在对称离散网格情况下，根据节点坐标位置自然结对；

创建参考点自由度，设定六个参考节点自由度作为新增自由度u^α，α＝1,2,L,6，用于施加结构单胞的外载荷，其包含以下六个量，分别代表主从面的三组相对位移、三组相对转角，符号表示如下：

u^α＝{Δu₁ Δθ₁ Δθ₂ Δθ₃ Δu₂ Δu₃}^T (1)

其中，u^α代表新增自由度，Δu₁代表主从面沿机翼轴向的平均相对位移，Δu₂、Δu₃代表主从面在机翼横截面内两个方向的平均相对位移，Δθ₁代表主从面由于机翼扭转而产生的相对转角，Δθ₂、Δθ₃代表主从面由于机翼在两个方向弯曲变形而产生的相对转角；

施加刚体约束，对机翼结构单胞有限元网格模型的一个端面施加刚体约束，限制其平均意义上的位移、转动为零。刚体约束共包括三个方向上的平动及绕三个轴的转动，对于一个平面而言，采用一组可行的限制刚体位移和刚体转动的方程即可。

应当理解的是，参考节点自由度的定义并不唯一，可以取成与广义应变相关的各类形式；刚体约束施加方法不唯一，方程系数的选择不唯一，也可通过现有商业有限元软件中一些针对面的约束方法来施加，如Abaqus中的DistributionCoupling方法。

非剪切载荷加载分析，采用周期性边界条件，对机翼结构单胞分别施加拉、弯、扭三类载荷，进行有限元分析；具体的包括：

施加周期性边界条件：将周期性边界条件施加在有限元网格节点配对步骤得到的配对节点组和参考节点自由度上；具体的，对各配对节点组和参考节点自由度施加周期性边界条件约束，对于主从面上的每一组节点，利用有限元约束施加方法添加方程约束，有限元约束施加方法包括消去法、罚函数方法、拉格朗日乘子法等，具体的约束方程形式如下：

其中，

表示主、从面节点位移，x_i表示节点相对坐标，i＝1,2,3；Δu_i、Δθ_i代表主从面的平均相对位移、相对转角；本实施例中所采用的符号约定为，1方向指示机翼展向，2方向指示机翼后缘指向机翼前缘方向，3方向满足右手定则。

非剪切载荷加载步骤：在拉、弯、扭三类载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。具体的，在有限元网格节点配对步骤的拉、弯、扭对应的四个参考节点自由度上，即Δu₁、Δθ₁、Δθ₂、Δθ₃上施加单位载荷，相当于对单胞施加了单位的拉伸、弯曲、扭转作用力，进行有限元分析，得到单胞的变形结果。

剪切载荷加载分析，采用物理一致边界条件，对机翼结构单胞施加剪切载荷，进行有限元分析；具体的包括：

施加物理一致边界条件，读取非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，得到物理一致边界条件，将其施加在有限元网格节点配对步骤得到的配对节点组和参考节点自由度上；具体的，读取非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，即在Δθ₂、Δθ₃两个参考节点自由度上施加单位载荷后的变形结果，主要是从面(左端面)的位移场和面力场。计算物理一致边界条件方程的具体形式，将其施加在有限元网格节点配对步骤得到的配对节点组和参考节点自由度上，替换掉施加周期性边界条件步骤中所施加的周期性边界条件，适用于机翼结构的周期性边界条件位移部分约束方程的定义如下：

其中，Q_k表示即将施加在结构单胞上的剪力大小，k＝2,3，

表示在j方向作用单位弯矩时单胞正边界上扰动场的i方向分量，i＝1,2,3，j＝2,3；

物理一致边界条件的面力部分形式如下：

其中

表示需施加的修正面力，

表示单位弯曲载荷作用时端面面力分布；

对于物理一致边界条件的面力部分，将单胞在弯曲载荷作用时，两个端面内各节点上的等效节点力分别乘以相应系数后，直接作为力的边界条件施加在受剪切作用单胞的端面各节点上。应当理解的是，物理一致边界条件的面力部分并不一定要严格采用本实施例中的系数形式。

应当理解的是，在本发明理论基础上开发的商业有限元软件Abaqus插件中，采用了Equation的形式直接定义了物理一致边界条件位移部分的方程约束，方程的非齐次项部分使用参考点位移引入。而在实际有限元程序的设计中，这一方程约束还可以通过消去法、罚函数方法、拉格朗日乘子法等有限元约束施加方法来施加，虽然施加方法不同，但理论基础是一致的。

剪切载荷加载，在剪切载荷对应的参考节点自由度上，即有限元网格节点配对步骤的Δu₂、Δu₃自由度上，分别施加以及同时施加单位载荷(即共三次加载计算)，相当于对单胞施加了单位的剪力，进行有限元分析，储存分析结果，得到的分析应力结果云图如图4所示。

计算等效截面属性，利用非剪切载荷加载分析步骤、剪切载荷加载分析步骤的分析结果，计算机翼的等效截面属性，求出等效刚度矩阵，如图5所示。具体的，对于非剪切载荷加载分析步骤中得到的单位非剪切载荷作用时的情况，从参考节点自由度的位移值求得的广义应变数值，即为等效截面属性矩阵D中对应行的元素数值。例如，单位拉伸载荷N＝1作用时，从参考节点自由度的位移值计算得到单胞广义应变ε＝[ε₁ κ₁ κ₂ κ₃ γ₂ γ₃]^T，进而得到柔度系数S_1i，柔度系数构成了6×6的柔度矩阵；结构单胞受到的外载荷为F＝[N₁ T₁M₂ M₃ Q₂ Q₃]^T，包括轴向力、扭矩以及两个方向的弯矩、剪力共六个分量，外载荷与广义应变之间满足：

ε＝SF (5)

对于剪切载荷加载分析步骤中得到的单位剪切载荷作用时的情况，先求出单胞整体的应变能大小，求解剪切相关的柔度系数，，构成等效柔度矩阵，计算过程如下：

其中，U_i表示第i次加载时单胞的应变能，i＝5,6分别对应了Q₂、Q₃两次单独加载，i＝7代表了Q₂、Q₃同时加载单位载荷；

得到等效柔度矩阵后，通过矩阵求逆，求得机翼单胞的等效刚度矩阵，如图5所示，可以应用在简化梁结构有限元分析中，从而降低机翼结构的分析成本，也能准确得到剪心、中性轴等工程中常用的截面参数。

应当理解的是，等效截面属性计算方法不唯一。事实上，通过施加物理一致边界条件，就可确定单胞在一定载荷下的应力分布，位移场虽然取决于刚体约束的施加形式，却不会影响单胞变形应变能，因此可以通过计算应变能来求出单胞的等效截面属性。

上述实施例的理论推导主要是以较为简单的机翼单胞两端面对称离散模型为例来说明的，而对于更为一般的非对称离散模型，可以通过线性插值、新建平面并施加耦合约束等形式来应用物理一致边界条件的拓展形式。

将单胞等效截面属性带入到简化梁模型中计算，与全尺寸机翼有限元模型受同样载荷时的变形结果进行对比，本实施例中以受分布横向力的模型为例，验证结果正确性。机翼模型的边界条件设定为一端固支，载荷选取对于机翼结构最为典型的升力载荷，简化梁模型的仿真示意图如图6所示，全尺寸机翼模型的变形分析结果如图7所示，通过简化模型和全尺寸模型计算得到的机翼挠曲变形结果对比如图8所示，最大挠度处的误差为1％，可以看到，采用简化模型可以得到与全尺寸模型分析相一致的结果，起到了高保真降阶的效果。

一种电子设备，包括：处理器；

存储器；以及程序，其中程序被存储在存储器中，并且被配置成由处理器执行，程序包括用于执行机翼结构力学高保真降阶仿真方法。

一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行机翼结构力学高保真降阶仿真方法。

本发明提供机翼结构力学高保真降阶仿真方法，包括步骤：有限元网格节点配对与刚体约束施加，非剪切载荷加载分析，剪切载荷加载分析，计算等效截面属性。本发明涉及一种电子设备和存储介质，用于执行机翼结构力学高保真降阶仿真方法。本发明对现有的细长型机翼结构降阶分析方法进行了改进，提出了具有明确物理意义、更接近真实解的物理一致边界条件及其施加方法。本发明很好地解决了细长结构受剪力作用时，结构内力不再具备周期性的问题，利用结构单胞在弯曲载荷作用下的力学响应，对受剪力情况进行修正，从扰动位移场和面力两个方面予以约束，形式简明，具有良好的可嵌入性。本发明能够通过模拟机翼结构单胞在不同载荷下的变形，计算其等效降阶模型的等效截面刚度矩阵，进而为飞机机翼的有限元分析提供降阶模型单元，提高飞机机翼模型的分析效率。

以上，仅为本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制；凡本行业的普通技术人员均可按说明书附图所示和以上而顺畅地实施本发明；但是,凡熟悉本专业的技术人员在不脱离本发明技术方案范围内，利用以上所揭示的技术内容而做出的些许更动、修饰与演变的等同变化，均为本发明的等效实施例；同时,凡依据本发明的实质技术对以上实施例所作的任何等同变化的更动、修饰与演变等，均仍属于本发明的技术方案的保护范围之内。

Claims (10)

1.机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：

有限元网格节点配对与刚体约束施加，对输入的机翼结构单胞有限元模型的相对端面进行节点配对，得到配对节点组，创建用于定义边界条件的参考节点自由度，对所述机翼结构单胞有限元模型的一个端面施加刚体约束；

非剪切载荷加载分析，采用周期性边界条件，对机翼结构单胞分别施加拉、弯、扭三类载荷，进行有限元分析；

剪切载荷加载分析，采用物理一致边界条件，对机翼结构单胞施加剪切载荷，进行有限元分析；

计算等效截面属性，利用所述非剪切载荷加载分析步骤、所述剪切载荷加载分析步骤的分析结果，计算机翼的等效截面属性。

2.如权利要求1所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，所述非剪切载荷加载分析步骤包括：

施加周期性边界条件：将周期性边界条件施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；

非剪切载荷加载步骤：在拉、弯、扭三类载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。

3.如权利要求1所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，所述剪切载荷加载分析步骤包括：

施加物理一致边界条件，读取所述非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，得到物理一致边界条件的约束方程，施加在所述配对节点组和所述参考节点自由度上；

剪切载荷加载，在剪切载荷对应的参考节点自由度上分别施加单位载荷，进行有限元分析，储存分析结果。

4.如权利要求1所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，所述有限元网格节点配对与刚体约束施加步骤包括：

读取网格模型，确定主从面，设定参考轴位置，对端面的节点进行配对，创建参考点自由度，用于施加外载荷；选取所述机翼结构单胞有限元模型的从面施加刚体约束，限制其平均意义上的位移、转动为零。

5.如权利要求2所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于：所述施加周期性边界条件步骤包括对各所述配对节点组和所述参考节点自由度施加周期性边界条件约束，对于主从面上的每一组节点，利用有限元约束施加方法添加方程约束，所述周期性边界条件的方程形式如下：

其中，

表示主、从面节点位移，x_i表示节点相对坐标，i＝1,2,3；Δu_i、Δθ_i代表主从面的平均相对位移、相对转角；

所述非剪切载荷加载步骤中，在所述的拉、弯、扭对应的四个参考节点自由度上施加单位载荷。

6.如权利要求3所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于：所述施加物理一致边界条件步骤包括读取所述非剪切载荷加载步骤中弯曲载荷的分析结果，计算物理一致边界条件方程的具体形式，施加在所述配对节点组和参考节点自由度上，替换掉所述施加周期性边界条件步骤中所施加的周期性边界条件；同时在配对的边界结点上施加物理一致边界条件的面力部分，适用于机翼结构的物理一致边界条件位移部分约束方程的形式如下：

其中，Q_k表示即将施加在结构单胞上的剪力大小，k＝2,3，

表示在j方向作用单位弯矩时单胞正边界上扰动场的i方向分量，i＝1,2,3，j＝2,3；

物理一致边界条件的面力部分形式如下：

其中

表示需施加的修正面力，

表示单位弯曲载荷作用时端面面力分布；

所述剪切载荷加载步骤包括在剪切载荷对应的参考节点自由度上，按单一方向剪力作用、两方向剪力同时作用的工况施加单位载荷。

7.如权利要求1所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于：所述计算等效截面属性步骤包括利用参考节点自由度的位移值求得单胞变形广义应变，同时利用单胞变形应变能，求解结构单胞的等效截面属性刚度矩阵。

8.如权利要求7所述的机翼结构力学高保真降阶仿真方法，其特征在于，所述计算等效截面属性步骤包括：对于所述非剪切载荷加载分析步骤中得到的单位非剪切载荷作用时的情况，从参考节点自由度的位移值求得广义应变；对于所述剪切载荷加载分析步骤中得到的单位剪切载荷作用时的情况，利用单胞整体的应变能结果，求解与剪切相关的柔度系数，构成等效柔度矩阵；

柔度系数计算公式如下：

其中，S_ij表示柔度矩阵中的元素，U_i表示第i次加载时单胞的应变能，i＝5,6分别对应了Q₂、Q₃两次单独加载，i＝7代表了Q₂、Q₃同时加载单位载荷；

得到等效柔度矩阵后，通过矩阵求逆，求得机翼单胞的等效刚度矩阵。

9.一种电子设备，其特征在于包括：处理器；

存储器；以及程序，其中所述程序被存储在所述存储器中，并且被配置成由处理器执行，所述程序包括用于执行权利要求1-8任意一项所述的方法。

10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于：所述计算机程序被处理器执行如权利要求1-8任意一项所述的方法。

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