[发明专利]一种未知刚度分布的翼舵面全弹性模型设计方法

说明书

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。

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；