【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于航空航天領域，特別涉及一種基于模態的飛行器結構載荷重構方法。
技術介紹
1、近年來，隨著航空航天科技的發展，使用高保真有限元對復雜結構甚至飛行器全機進行動力學建模與分析的需求日益增加。然而，由于計算機性能的限制，在飛行器設計初期往往使用模態截斷法來提高動力學分析的計算效率，這在求解流固耦合問題時尤為必要。由于求解模態降階后的動力學方程只能得到結構的廣義位移、廣義速度等響應，如何根據廣義動力學響應重構物理響應，包括結構關鍵位置的應力、應變、合力及合力矩等，成為了飛行器設計中必須突破的關鍵技術。
2、目前現有技術中的載荷重構方法從受力平衡的角度主要可分為模態位移法和合力法兩大類。合力法用氣動載荷減去結構的慣性力和阻尼力以得到結構應力，但一方面難以重構結構應變和關鍵位置的合力、合力矩，另一方面還依賴于非定常氣動力求解器，僅適用于工程算法而難以用于計算流體力學(cfd)。模態位移法基于位移的線性疊加原理，利用結構的模態矩陣從廣義動力學響應中重構節點位移、速度等物理響應，再結合結構剛度陣來恢復結構載荷。例如，公開號為cn106650077a的中國專利申請中公開了一種基于模態位移法的飛行器動載荷重構方法，但該方法計算效率低下，且只能恢復結構有限元的等效節點力和全機合力，難以恢復關鍵載荷信息的問題。
技術實現思路
1、針對現有技術中的不足，本專利技術提出了一種基于模態的飛行器結構載荷重構方法，通過結構有限元模型獲取飛行器結構關鍵位置的模態信息，包括節點位移模態和單元應力
2、本專利技術的技術方案具體如下：
3、一種基于模態的飛行器結構載荷重構方法，包括以下步驟：
4、步驟s1、針對飛行器結構建立結構有限元模型；
5、所有結構有限元模型中，力和力矩定義在結構有限元模型全局坐標系g下，應力和應變定義在單元局部坐標系ei下，i表示單元編號，節點位移從局部坐標系到全局坐標系的轉換關系為u(g)＝γiu(ei)；
6、其中，u(ei)表示第i個單元局部坐標系下的節點位移，u(g)表示全局坐標系下的節點位移、γi是從第i個單元局部坐標系到全局坐標系的坐標轉換矩陣；
7、設節點在結構有限元模型全局坐標系下具有6自由度，包括三個方向的位移和旋轉，則節點位移矢量為uj＝[uxj,uyj,uzj,rxj,ryj,rzj]t，節點位移模態陣為其中，j表示節點編號，uxj,uyj,uzj,rxj,ryj,rzj分別表示節點j在x方向的位移、y方向的位移、z方向的位移、x方向的旋轉、y方向的旋轉、z方向的旋轉，n表示模態的階數，表示第r階模態向量在節點j自由度處的分量，r＝1,2,…,n；
8、單元i的單元屬性包括單元應力矩陣eσi、單元應變矩陣eεi和單元剛度陣eki，其中eσi和eεi定義在單元局部坐標系下，eki定義在結構有限元模型全局坐標系下；
9、步驟s2、在結構有限元模型中選擇剖面，確定剖面上的所有節點和單元；
10、步驟s3、利用節點位移模態矩陣恢復節點位移矢量；
11、步驟s4、利用單元應力矩陣eσi、單元應變矩陣eεi和單元剛度矩陣eki恢復單元內的應力σi、應變εi和節點力[f]i；
12、步驟s5、利用單元內的節點力恢復剖面合力和合力矩；
13、步驟s6、提取單元應力陣φσi、單元應變陣φεi和節點力模態陣φfi；
14、步驟s7、提取剖面合力/合力矩模態陣φf；
15、步驟s8、根據所述剖面合力/合力矩模態陣φf和結構廣義位移矢量，恢復結構載荷。
16、優選的，所述步驟s2中，單元的確定原則為：選擇靠近固支端或飛行器重心一側的單元。
17、優選的，所述步驟s3中，節點位移矢量表示為：
18、uj＝φjq
19、其中，q為結構廣義位移失量。
20、優選的，所述步驟s4中的單元i內的應力σi、應變εi和節點力[f]i分別表示為：
21、
22、
23、
24、其中，p表示單元i內的節點總數，fs表示單元i內節點s的節點力，s＝1,2,…p,fs＝[fxs?fys?fzs?mxs?mys?mzs]t，fxs、fys、fzs、mxs、mxs、mxs分別表示節點s在x方向的位移、y方向的位移、z方向的位移、x方向的旋轉、y方向的旋轉、z方向的旋轉。
25、優選的，所述步驟s5中，剖面合力和合力矩表示為：
26、
27、其中，m表示剖面上單元的總數，i3為3×3單位陣、03為3×3零矩陣，r0＝[x0?y0?z0]t為剖面上合力參考點的坐標，ris＝[xisyis?zis]t為單元i中節點s的坐標，均定義在結構有限元模型全局坐標系下，fx、fy、fz分別為剖面在全局坐標系x、y、z方向上的剖面合力，mx、my、mz分別為剖面在全局坐標系x、y、y方向上的剖面合力矩。
28、優選的，所述步驟s6中，單元應力陣φσi、單元應變陣φεi和節點力模態陣φfi分別表示為：
29、
30、優選的，所述步驟s7中，剖面合力和剖面合力矩模態陣φf表示為：
31、
32、ti＝diag(a1,a2,…,ap)
33、
34、06為6×6零矩陣。
35、優選的，所述步驟s8中恢復的結構載荷表示為：
36、σi＝φσiq
37、εi＝φεiq
38、[fx?fy?fz?mx?my?mz]＝φfq
39、其中，σi表示第i個單元的應力、εi表示第i個單元的應變。
40、與現有技術相比，本專利技術的有益效果在于：
41、(1)與現有技術中的合力法相比，本專利技術不依賴非定常氣動力求解器且能夠重構單元應力、應變和剖面合力、合力矩。
42、(2)與現有技術中基于模態位移法的結構載荷重構方法相比，本專利技術可重構剖面合力/合力矩，且不需要結構有限元的整體剛度陣，在提高計算效率的同時更便于實際工程應用。
43、(3)本專利技術提出的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，不受氣動力建模方法、結構復雜度等限制，且不僅可以用于解決航空領域飛行器結構載荷重構難題，還可拓展至工程領域中各類復雜結構，如船舶、車輛、大型橋梁、建筑物等。
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1.一種基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟S2中，單元的確定原則為：選擇靠近固支端或飛行器重心一側的單元。
3.根據權利要求1所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟S3中，節點位移矢量表示為：
4.根據權利要求1所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟S4中的單元i內的應力σi、應變εi和節點力[F]i分別表示為：
5.根據權利要求4所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟S5中，剖面合力和合力矩表示為：
6.根據權利要求5所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟S6中，單元應力陣Φσi、單元應變陣Φεi和節點力模態陣Φfi分別表示為：
7.根據權利要求6所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟S7中，剖面合力和剖面合力矩模態陣ΦF表示為：
8.根據權利要求7所述的基于模態的飛行器結構載荷重構
...【技術特征摘要】
1.一種基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟s2中，單元的確定原則為：選擇靠近固支端或飛行器重心一側的單元。
3.根據權利要求1所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟s3中，節點位移矢量表示為：
4.根據權利要求1所述的基于模態的飛行器結構載荷重構方法，其特征在于，所述步驟s4中的單元i內的應力σi、應變εi和節點力[f]i分別表示為：
5.根據權...
【專利技術屬性】
技術研發人員：謝長川，宋晨，劉晨宇，孟楊，安朝，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：
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