CN118013639A - 模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，包括一，建立模态分析有限元网格；二，建立有限元网格插值节点集；三，建立翼舵质量表征节点集；四，获得刚体振型，一至四为模态分析前处理，同时为颤振分析、气动伺服弹性分析前处理提供数据；五，确定颤振分析控制参数、气动参数及工况；六，建立翼舵部件的气动面；七，建立机体的体类气动面，五至七为颤振分析前处理，同时为伺服气动弹性分析前处理提供数据；八，生成非定常气动力求解文件；九，生成广义质量求解文件，八至九为气动伺服弹性前处理。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中飞行器模态分析、颤振分析以及气动伺服弹性中前处理相互独立的技术问题。

Description

模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法

技术领域

本发明涉及飞行器气动弹性分析技术领域，尤其涉及一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法。

背景技术

飞行器气动弹性分析包括静气动弹性分析、颤振分析及气动伺服弹性分析。飞行器颤振是飞行器受到扰动后会产生振动，其振动自身引起气动力激励而导致的一种自激振动现象，颤振往往导致结构在几秒钟内迅速破坏，严重影响飞行器安全。气动伺服弹性则是分析飞行器的弹性变形对飞行器控制系统稳定性的影响，因此颤振分析和气动伺服弹性分析一直是飞行器设计中重点关注的气动弹性问题。

飞行器颤振分析和气动伺服弹性分析的基础数据是飞行器频率/振型等模态数据，而频率/振型等模态数据是通过模态分析获得，模态分析以飞行器的详细结构、质量质心及转动惯量数据为基础进行建模。颤振分析中需要进行非定常气动力计算，飞行器非定常气动力以飞行器的外形为基础进行建模，同时颤振分析中结构网格节点与非定常气动力模型网格节点进行插值以传递载荷。气动伺服弹性是在控制率基础上刚体模态、模态振型、颤振分析等基础上进行分析。

模态分析、颤振分析、气动伺服弹性分析通常需要单独进行建模，但三者之间有大量的数据交互。颤振分析的建模方式是通过输入颤振分析的关键词卡片进行建模，尤其是体类气动面建模存在大量的手工排序，插值节点数据需要从模态分析模型中人工提取，无法将模态分析建模与颤振分析建模统一；气动伺服弹性则需要在模态分析和颤振分析基础上引入飞行器的控制率进行建模。然而，建模方式中的手工排序和人工提取会导致建模效率及准确度降低，因此，目前亟待一种更加便捷的一体化分析建模方法和系统。

发明内容

本发明提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，能够解决现有技术中飞行器模态分析、颤振分析以及气动伺服弹性中前处理相互独立的技术问题。

本发明提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法包括：步骤一，建立飞行器模态分析有限元网格，基于飞行器模态分析有限元网格进行模态求解获得弹性模态；步骤二，在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立机体的插值节点集和翼舵的插值节点集；步骤三，在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立翼舵质量表征节点集；步骤四，在飞行器模态分析有限元网格的基础上通过气动面偏转生成不同控制率下的刚体模态的刚体振型，基于飞行器模态分析有限元网格、机体的插值节点集、翼舵的插值节点集、翼舵质量表征节点集以及刚体振型完成模态分析前处理；步骤五，根据输入的Ma数据确定颤振分析的工况，生成颤振分析的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况；步骤六，在飞行器模态分析有限元网格的基础上，逐个选取翼舵结构有限元模型的关键节点，通过建立翼舵结构的列表文件，生成翼舵部件的气动面参数，在翼舵部件的气动面参数的基础上，读取步骤二建立的翼舵的插值节点集，与对应的翼舵气动面进行插值以建立翼舵部件的气动面；步骤七，以飞行器气动外形为基础建立飞行器气动外形有限元模型，在飞行器气动外形有限元模型的基础上，读取步骤二建立的机体的插值节点集，建立机体的体类气动面；基于执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、翼舵部件的气动面以及机体的体类气动面，完成颤振分析前处理；步骤八，基于步骤一中的弹性模态、步骤四中的刚体模态、步骤五中的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、步骤六中的翼舵部件的气动面以及步骤七中的机体的体类气动面，生成非定常气动力求解文件；步骤九，基于步骤一中的弹性模态、步骤三中的翼舵质量表征节点集以及步骤四中的刚体模态，生成广义质量求解文件，基于非定常气动力求解文件和广义质量求解文件，完成气动伺服弹性前处理。

进一步地，步骤一具体包括：根据全飞行器的结构设计模型、质量质心及转动惯量数据建立飞行器模态分析有限元网格，按照材料及单元类型自动进行网格属性定义，同步进行模态求解参数设置，进行模态求解获得弹性模态。

进一步地，在步骤二中，建立机体的插值节点集具体包括：选取全飞行器的第一平面与全飞行器的机体最上侧的相交母线作为第一母线节点；选取全飞行器的第二平面与全飞行器的机体最左侧的相交母线作为第二母线节点；选取全飞行器的第二平面与全飞行器的机体最右侧的相交母线作为第三母线节点。

进一步地，在步骤二中，建立翼舵的插值节点集具体包括：选择有加强筋处的翼舵节点作为翼舵的插值节点。

进一步地，步骤三具体包括：在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立翼舵质量表征节点集，翼舵质量表征节点SET集包括各个翼舵的所有节点，每个翼舵建立一个节点SET集。

进一步地，步骤四中的控制律具体包括滚转角、偏航角和俯仰角。

进一步地，在步骤六中，翼舵结构的列表文件包括标识号、展向的气动网格节点数/以及弦向的气动网格节点数。

进一步地，在步骤七中，以飞行器气动外形为基础建立飞行器气动外形有限元模型，每个截面节点数目相同，通过识别相同截面的节点坐标，实现体气动面排序。

进一步地，在进行体气动面排序时，截面坐标定义时，沿着-X轴看，逆时针定义，且第一个点位于-Z轴最大位置。

应用本发明的技术方案，提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，该方法在同一建模过程中实现三种分析前处理，步骤一至步骤四为模态分析前处理，同时为颤振分析、气动伺服弹性分析前处理提供数据，步骤五至步骤七为颤振分析前处理，同时为伺服气动弹性分析前处理提供数据，此种方式能够解决模态分析建模、颤振分析建模、气动伺服弹性建模相互独立的技术问题，实现了不同分析类型中的数据共用交互，在统一的界面环境中实现上述三种分析的同步建模。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法的流程示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的第一平面及第二平面的示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。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。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，该模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法包括：步骤一，建立飞行器模态分析有限元网格，基于飞行器模态分析有限元网格进行模态求解获得弹性模态；步骤二，在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立机体的插值节点集和翼舵的插值节点集；步骤三，在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立翼舵质量表征节点集；步骤四，在飞行器模态分析有限元网格的基础上通过气动面偏转生成不同控制率下的刚体模态的刚体振型，基于飞行器模态分析有限元网格、机体的插值节点集、翼舵的插值节点集、翼舵质量表征节点集以及刚体振型完成模态分析前处理；步骤五，根据输入的Ma数据确定颤振分析的工况，生成颤振分析的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况；步骤六，在飞行器模态分析有限元网格的基础上，逐个选取翼舵结构有限元模型的关键节点，通过建立翼舵结构的列表文件，生成翼舵部件的气动面参数，在翼舵部件的气动面参数的基础上，读取步骤二建立的翼舵的插值节点集，与对应的翼舵气动面进行插值以建立翼舵部件的气动面；步骤七，以飞行器气动外形为基础建立飞行器气动外形有限元模型，在飞行器气动外形有限元模型的基础上，读取步骤二建立的机体的插值节点集，建立机体的体类气动面；基于执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、翼舵部件的气动面以及机体的体类气动面，完成颤振分析前处理；步骤八，基于步骤一中的弹性模态、步骤四中的刚体模态、步骤五中的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、步骤六中的翼舵部件的气动面以及步骤七中的机体的体类气动面，生成非定常气动力求解文件；步骤九，基于步骤一中的弹性模态、步骤三中的翼舵质量表征节点集以及步骤四中的刚体模态，生成广义质量求解文件，基于非定常气动力求解文件和广义质量求解文件，完成气动伺服弹性前处理。

应用此种配置方式，提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，该方法在同一建模过程中实现三种分析前处理，步骤一至步骤四为模态分析前处理，同时为颤振分析、气动伺服弹性分析前处理提供数据，步骤五至步骤七为颤振分析前处理，同时为伺服气动弹性分析前处理提供数据，此种方式能够解决模态分析建模、颤振分析建模、气动伺服弹性建模相互独立的技术问题，实现了不同分析类型中的数据共用交互，在统一的界面环境中实现上述三种分析的同步建模。

在本发明中，为了实现模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模，首先需要建立飞行器模态分析有限元网格，基于飞行器模态分析有限元网格进行模态求解获得弹性模态。在本发明中，步骤一具体包括：根据全飞行器的结构设计模型、质量质心及转动惯量数据建立飞行器模态分析有限元网格，按照材料及单元类型自动进行网格属性定义，同步进行模态求解参数设置，进行模态求解获得弹性模态。

进一步地，在建立飞行器模态分析有限元网格，获取了弹性模态之后，即可在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立机体的插值节点集和翼舵的插值节点集。具体地，在本发明的步骤二中，建立机体的插值节点集具体包括：选取全飞行器的第一平面(即图2中的XY平面)与全飞行器的机体最上侧的相交母线作为第一母线节点；选取全飞行器的第二平面(即图2中的XZ平面)与全飞行器的机体最左侧的相交母线作为第二母线节点；选取全飞行器的第二平面与全飞行器的机体最右侧的相交母线作为第三母线节点。在步骤二中，建立翼舵的插值节点集具体包括：选择有加强筋处的翼舵节点(即翼面刚度较好的节点)作为翼舵的插值节点。

在建立了有限元网格插值节点集之后，即可在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立翼舵质量表征节点集。在本发明中，步骤三具体包括：在飞行器模态分析有限元网格的基础上建立翼舵质量表征节点集，翼舵质量表征节点SET集包括各个翼舵的所有节点，每个翼舵建立一个节点SET集。

进一步地，在建立了翼舵质量表征节点集之后，即可在所述行器模态分析有限元网格的基础上通过气动面偏转生成不同控制率下的刚体模态的刚体振型，基于飞行器模态分析有限元网格、机体的插值节点集、翼舵的插值节点集、翼舵质量表征节点集以及所述刚体振型完成模态分析前处理。其中，步骤四中的控制律具体包括滚转角、偏航角和俯仰角。

在完成了模态分析前处理之后，即可根据输入的Ma数据确定颤振分析的工况，生成颤振分析的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况。

进一步地，在确定了颤振分析的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况之后，即可在飞行器模态分析有限元网格的基础上，逐个选取翼舵结构有限元模型的关键节点，通过建立翼舵结构的列表文件，生成翼舵部件的气动面参数，在翼舵部件的气动面参数的基础上，读取步骤二建立的翼舵的插值节点集，与对应的翼舵气动面进行插值以建立翼舵部件的气动面。其中，在步骤六中，翼舵结构的列表文件包括标识号、展向的气动网格节点数/以及弦向的气动网格节点数。

在建立了翼舵部件的气动面之后，即可以飞行器气动外形为基础建立飞行器气动外形有限元模型，在飞行器气动外形有限元模型的基础上，读取步骤二建立的机体的插值节点集，建立机体的体类气动面；基于执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、翼舵部件的气动面以及机体的体类气动面，完成颤振分析前处理。其中，在步骤七中，以飞行器气动外形为基础建立飞行器气动外形有限元模型，每个截面节点数目相同，通过识别相同截面的节点坐标，实现体气动面排序。其中，在进行体气动面排序时，截面坐标定义时，沿着-X轴看，逆时针定义，且第一个点位于-Z轴最大位置。

进一步地，在建立了机体的体类气动面之后，即可基于步骤一中的弹性模态、步骤四中的刚体模态、步骤五中的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、步骤六中的翼舵部件的气动面以及所述步骤七中的机体的体类气动面，生成非定常气动力求解文件。

在生成了非定常气动力求解文件之后，即可基于步骤一中的弹性模态、步骤三中的翼舵质量表征节点集以及步骤四中的刚体模态，生成广义质量求解文件，基于非定常气动力求解文件和广义质量求解文件，完成气动伺服弹性前处理。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1对本发明所提供的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法进行详细说明。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，该方法基于Hypermesh环境下的模态分析建模、颤振分析建模、气动伺服弹性分析建模的数据交互方法，能够有效解决现有技术中模态分析、颤振模型、气动伺服弹性建模相互独立的技术问题。该方法采用TCL/TK语言进行开发，包括模态分析前处理、颤振分析前处理、气动伺服弹性前处理三个模块，模态分析前处理主要包括节点集模块、属性生成模块；颤振分析前处理主要包括执行控制参数及气动参数和工况模块、翼类/体类气动面建模模块、非定常气动力及颤振求解模块、后处理模块；气动伺服弹性前处理主要包括非定常气动力求解文件生成模块和广义质量求解模块。

该方法具体包括如下步骤。

步骤一、建立飞行器模态分析有限元网格

依据全飞行器的结构设计模型、质量质心及转动惯量数据建立飞行器的有限元网格，按照材料及单元类型自动进行网格属性定义，同步进行模态求解参数设置，进行模态求解获得弹性模态。

步骤二、建立有限元网格插值节点集

在全飞行器模态分析模型(即飞行器模态分析有限元网格)基础上建立插值节点SET集，插值节点SET集包括机体的插值节点集、翼舵的插值节点集。机体节点选取全飞行器的第一平面与全飞行器的机体最上侧的相交母线作为第一母线节点；选取全飞行器的第二平面与全飞行器的机体最左侧的相交母线作为第二母线节点；选取全飞行器的第二平面与全飞行器的机体最右侧的相交母线作为第三母线节点；翼舵节点选取翼面刚度较好(例如，有加强筋处的翼舵节点)的节点。

步骤三、建立翼舵质量表征节点集

在全飞行器模态分析模型(即飞行器模态分析有限元网格)基础上建立翼舵质量表征节点SET集，翼舵质量表征节点SET集包括各个翼舵的所有节点，每个翼舵建立一个节点SET集。

步骤四、获得不同控制率下的刚体振型

针对飞行器的控制率(滚转、偏航、俯仰)，在有限元模型(即飞行器模态分析有限元网格)基础上通过气动面偏转生成刚体模态的刚体振型。步骤一～步骤四为模态分析前处理，同时为颤振分析、气动伺服弹性分析前处理提供数据。

步骤五、确定颤振分析控制参数、气动参数及工况

根据输入的Ma数据确定颤振分析的工况；对颤振分析的分析工况、执行控制参数(例如，nastran结果文件，unv文件等)和气动参数(例如，展长，弦长等)、坐标系进行生成。

步骤六、建立翼舵部件的气动面

通过建立翼舵结构的列表文件(包含标识号、展向/弦向的气动网格节点数)。逐个选取翼舵结构有限元模型的关键节点(根弦前缘点和后缘点、尖弦前缘点和后缘点)，生成翼舵部件的气动面相关参数。同时读取步骤二建立的翼舵插值节点集，与对应的翼舵气动面进行插值。

步骤七、建立机体的体类气动面

基于机体类气动面全部采用任意截面方式进行建模，截面坐标定义时，沿着-X轴看，逆时针定义，且第一个点位于-Z轴最大位置。以飞行器气动外形为基础建立有限元模型，每个截面节点数目相同，通过识别相同截面的节点坐标，实现上述规则(即截面坐标定义时，沿着-X轴看，逆时针定义，且第一个点位于-Z轴最大位置)下的体气动面排序，同时读取步骤二建立的机体插值节点集。步骤五～步骤七为颤振分析前处理，同时为伺服气动弹性分析前处理提供数据。

步骤八、生成非定常气动力求解文件

在步骤一、步骤四～步骤七基础上生成非定常气动力求解文件，其中包括步骤一的弹性模态和步骤四的刚体模态。

步骤九、生成广义质量求解文件

该步骤调用步骤一的弹性模态和步骤四刚体模态、步骤三的翼舵质量表征节点集。步骤八、步骤九为气动伺服弹性前处理。

综上所述，为了解决现有技术中飞行器模态分析、颤振分析以及气动伺服弹性中前处理相互独立问题，提供了一种基于Hypermesh环境下的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，在同一建模过程中实现三种分析前处理；提出了一种基于飞行器气动外形的有限元网格进而生成机体的体类气动面的方法，可以快速实现体气动面的生成、节点排序；提出了一种气动伺服弹性前处理方法，利用该方法实现飞行器控制率下刚体模态、模态振型信息的自动实现。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，所述模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法包括：

步骤一，建立飞行器模态分析有限元网格，基于所述飞行器模态分析有限元网格进行模态求解获得弹性模态；

步骤二，在所述飞行器模态分析有限元网格的基础上建立机体的插值节点集和翼舵的插值节点集；

步骤三，在所述飞行器模态分析有限元网格的基础上建立翼舵质量表征节点集；

步骤四，在所述飞行器模态分析有限元网格的基础上通过气动面偏转生成不同控制率下的刚体模态的刚体振型，基于所述飞行器模态分析有限元网格、所述机体的插值节点集、所述翼舵的插值节点集、所述翼舵质量表征节点集以及所述刚体振型完成模态分析前处理；

步骤五，根据输入的Ma数据确定颤振分析的工况，生成颤振分析的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况；

步骤六，在所述飞行器模态分析有限元网格的基础上，逐个选取翼舵结构有限元模型的关键节点，通过建立翼舵结构的列表文件，生成翼舵部件的气动面参数，在所述翼舵部件的气动面参数的基础上，读取所述步骤二建立的翼舵的插值节点集，与对应的翼舵气动面进行插值以建立翼舵部件的气动面；

步骤七，以飞行器气动外形为基础建立飞行器气动外形有限元模型，在所述飞行器气动外形有限元模型的基础上，读取所述步骤二建立的机体的插值节点集，建立机体的体类气动面；基于所述执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、所述翼舵部件的气动面以及所述机体的体类气动面，完成颤振分析前处理；

步骤八，基于所述步骤一中的弹性模态、所述步骤四中的刚体模态、所述步骤五中的执行控制参数、气动参数、坐标系及分析工况、所述步骤六中的翼舵部件的气动面以及所述步骤七中的机体的体类气动面，生成非定常气动力求解文件；

步骤九，基于所述步骤一中的弹性模态、所述步骤三中的翼舵质量表征节点集以及所述步骤四中的刚体模态，生成广义质量求解文件，基于所述非定常气动力求解文件和所述广义质量求解文件，完成气动伺服弹性前处理。

2.根据权利要求1所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，所述步骤一具体包括：根据全飞行器的结构设计模型、质量质心及转动惯量数据建立飞行器模态分析有限元网格，按照材料及单元类型自动进行网格属性定义，同步进行模态求解参数设置，进行模态求解获得弹性模态。

3.根据权利要求2所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，在所述步骤二中，建立机体的插值节点集具体包括：选取全飞行器的第一平面与全飞行器的机体最上侧的相交母线作为第一母线节点；选取全飞行器的第二平面与全飞行器的机体最左侧的相交母线作为第二母线节点；选取全飞行器的第二平面与全飞行器的机体最右侧的相交母线作为第三母线节点。

4.根据权利要求3所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，在所述步骤二中，建立翼舵的插值节点集具体包括：选择有加强筋处的翼舵节点作为翼舵的插值节点。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，所述步骤三具体包括：在所述飞行器模态分析有限元网格的基础上建立翼舵质量表征节点集，所述翼舵质量表征节点SET集包括各个翼舵的所有节点，每个翼舵建立一个节点SET集。

6.根据权利要求5所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，所述步骤四中的控制律具体包括滚转角、偏航角和俯仰角。

7.根据权利要求6所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，在所述步骤六中，所述翼舵结构的列表文件包括标识号、展向的气动网格节点数/以及弦向的气动网格节点数。

8.根据权利要求7所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，在所述步骤七中，以飞行器气动外形为基础建立飞行器气动外形有限元模型，每个截面节点数目相同，通过识别相同截面的节点坐标，实现体气动面排序。

9.根据权利要求8所述的模态分析、颤振分析及气动伺服弹性分析一体化建模方法，其特征在于，在进行体气动面排序时，截面坐标定义时，沿着-X轴看，逆时针定义，且第一个点位于-Z轴最大位置。