一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置，其中，所述方法包括确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；将有限元点划分成有限元单元；针对每个气动点，确定气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则将气动点的载荷分配到气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；若否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；将气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。通过本发明专利技术提供的载荷分布方法，计算结果的准确性高。

【技术实现步骤摘要】
一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置
本专利技术涉及飞机机翼有限元点载荷的计算
，特别是涉及一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法与装置。
技术介绍
飞机翼面结构需要承受的载荷包括气动载荷、惯性载荷和集中力载荷。在进行有限元计算时需要将气动载荷、惯性载荷和集中力载荷向有限元点上映射，映射结果需满足总载与总力矩相等、压心位置不变。由于映射方法是一种数值方法，存在分配精度问题，需要对分配后的载荷进行配平及分载，不同的求解方法会有不同结果，因此翼面结构有限元点上载荷分配的真实性是全机有限元求解结果准确性的前提。目前，较为常用的有限元点上载荷的分配方案为三点排方案，三点排方案就是将一个气动点上的载荷分配到邻近的3个有限元点上，这3个有限元点需满足如下3个要求：要求一、3个有限元点必须不共线；要求二、3个有限元点必须离气动点A最近；要求三、气动点A必须位于3个有限元点组成的三角形的区域内。以三个有限元点为1、2、3，气动点为A为例，参照图1对三点排方案进行说明。该方案需要汇总所有的点，并且各点均都需要按公式处理计算得到分配的载荷，对于单元共节点的载荷，直接相加，即可完成气动节点到有限元点的载荷映射。其中，j＝1、2、3为三个有限元点的标识，PA：气动点A上的载荷，A为三角形123的面积，A1：三角形A23的面积，A2：三角形A13的面积，A3：三角形A12的面积。三点排方案需要满足的条件过分苛刻，对于一些气动点，找到最近的3个有限元点，却没有落入其组成的三角形区域内，分配无法处理，不能保证分配的合理性。可见，现有的飞机翼面上有限元点载荷的分配方案无法保证分配的合理性，也即载荷分配的准确性差。
技术实现思路
鉴于上述现有的确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方案无法保证分配的合理性的问题，提出了本专利技术以便提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的确定飞机翼面载荷分布的方法与装置。依据本专利技术的一个方面，提供了一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，包括：确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；若否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。可选地，在所述将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上的步骤之后，所述方法还包括：依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。可选地，所述将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷的步骤，包括：通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。可选地，所述将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元内的各有限元点上的步骤，包括：针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能其中，所述Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能；以所述变形能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；对所述第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；将所述第二公式代入所述方程组中，构建系数列矩阵；依据所述系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入所述第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。可选地，所述分配误差包括力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差；所述依据分配误差对所述飞机机翼的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正的步骤，包括：确定载荷为所述力载荷误差、X轴力矩为所述X轴力矩误差、Y轴力矩为所述Y轴力矩误差的点以及所述点的坐标；将所述点的载荷分配到所述飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。依据本专利技术的另一个方面，提供了一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置，包括：第一确定模块，用于确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；载荷计算模块，用于将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；单元划分模块，用于将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；判断模块，用于针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；第一载荷分配模块，用于若所述判断模块的判断结果为是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；构建模块，用于若所述判断模块的判断结果为否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；第二载荷分配模块，用于将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。可选地，所述装置还包括：误差确定模块，用于在所述第二载荷分配模块将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上之后，依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；修正模块，用于依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。可选地，所述载荷计算模块包括：单元构建子模块，用于通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；三角形子单元划分子模块，用于针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；面积确定子模块，用于针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；载荷分量确定子模块，用于依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；计算子模块，用于针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。可选地，所述第一载荷分配模块包括：形变能确定子模块，用于针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，其特征在于，包括：确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；若否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。

【技术特征摘要】
1.一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的方法，其特征在于，包括：确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷；将有限元点划分成有限元单元，其中，有限元单元为三角形或四边形，每个有限元单元包含三个或四个有限元点；针对每个气动点，确定所述气动点的投影是否处于有限元单元内；若是，则将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元上的各有限元点上；若否，按照飞机翼面有限元点肋站位选择所述气动点的前梁有限元点、后梁有限元点，依据所选择的有限元点按照站位顺序依次构建四边形有限元单元；将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元内的各有限元点上。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述将所述气动点的载荷分配到所构建的有限元单元上的各有限元点上的步骤之后，所述方法还包括：依据各有限元点的载荷计算所述飞机翼面的总载荷，并将所述总载荷与总输入载荷进行比较，确定分配误差；依据分配误差对所述飞机翼面的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将各气动点进行分组，依据各气动点对应的坐标、载荷系数以及速压计算各气动点的载荷的步骤，包括：通过气动点构建气动点单元，其中，气动点单元为三角形或四边形；针对每个气动点单元，当所述气动点单元为四边形时，将所述四边形沿对角线划分成四个三角形子单元；针对每个三角形子单元，依据顶点处的气动点对应的坐标确定所述三角形子单元的面积；依据所述面积、重力加速度以及顶点处各气动点的载荷系数，分别确定顶点处的各气动点的载荷分量；针对每个气动点，依据所述气动点在各三角形子单元中的载荷分量，确定所述气动点的目标载荷分量；依据所述目标载荷分量、重力加速度以及速压系数确定所述气动点的载荷。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将所述气动点的载荷分配到所述气动点投影所处有限元单元内的各有限元点上的步骤，包括：针对所述气动点投影、所处的有限元单元内各有限元点，将所述气动点与所述有限元点作为一梁，以所述气动点所在端作为固定支撑的悬臂梁，确定自由端上的有限元节点分配到载荷Fj时所述梁的形变能其中，所述Fj为有限元点j点的载荷，EJ为梁的抗弯刚度，Lj为有限元j点与气动点之间的距离，Uj为形变能；以所述变形能为参数构建拉格朗日函数，得到第一公式；对所述第一公式中的Fj求偏导数令偏导数的值为0，得到第二公式；依据飞机翼面中各有限元节点的合力、合力矩等于总输入力即力矩的静力平衡条件，构建方程组；将所述第二公式代入所述方程组中，构建系数列矩阵；依据所述系数列矩阵求解系数，并将所得系数输入所述第二公式中，得到气动点分配到有限元节点上的载荷。5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述分配误差包括力载荷误差、Y轴力矩误差以及X轴力矩误差；所述依据分配误差对所述飞机机翼的前梁有限元点、后梁有限元点的载荷进行误差修正的步骤，包括：确定载荷为所述力载荷误差、X轴力矩为所述X轴力矩误差、Y轴力矩为所述Y轴力矩误差的点以及所述点的坐标；将所述点的载荷分配到所述飞机翼面中第一站位的前、后梁有限元点以及最后一个站位的前、后梁有限元点。6.一种确定飞机翼面中有限元点载荷分布的装置，其特征在于，包括：第一确定模块，用于确定待计算飞机翼面包含的各气动点以及有限元点；载荷计算...

【专利技术属性】
技术研发人员：牟全臣，姚立民，雒森，
申请(专利权)人：深圳数设科技有限公司，
类型：发明
国别省市：广东,44