一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法，应用类别函数和形状函数变换方法定义三维机翼，以解析数学函数式驱动气动外形点的生成；采用虚拟分界梁、虚拟梁和虚拟肋的方法统一结构件不同数量和不同站位的结构布局形式；定义节点编号规则，对梁腹板、肋腹板、蒙皮、桁条等结构进行布置，利用机翼结构件的拓扑关系划分真实结构件的有限元网格单元；最后考虑机翼后掠，调整蒙皮节点以协调机身交界处节点，利用径向基插值技术更新受载后气动外形发生改变时的蒙皮节点，利用线性插值技术以气动外形为约束更新内部结构节点，最终在保证精度的情况下，实现了结构网格与气动外形随动匹配的机翼有限元模型高效构建。效构建。效构建。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法


[0001]本专利技术涉及一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法，属于有翼飞行器气动结构双学科综合建模技术，特别涉及基于气动外形数学式驱动生成和领域转换插值方法的网格生成技术，以高效获得满足多物理场分析的任意结构站位的后掠机翼结构有限元模型。

技术介绍

[0002]在飞行器的设计与制造过程中存在复杂的多变量多学科耦合问题，为了优化初始方案，更新迭代是不可避免的。这需要对结构数字模型不断进行调整，模型的更新效率直接影响飞行器设计的效率。传统的设计方法是借助商业软件实现几何模型的参数化，虽然在一定程度上简化和降低了模型更新的复杂度和难度，在仍然存在着诸多问题。一方面由于气动外形的复杂性，造成难以通过简单的几个参数在软件中实现对真实外形的高精度近似，另一方面，建模过程中仍然存在着大量重复性质的操作，严重影响了建模的效率。在气动结构综合设计方面，不同学科的数据格式和网格属性的不一致，传统的结构学科的设计优化分析与气动学科的设计优化分析往往是相互独立的，在每次迭代分析后依赖气动外形输入来更新原设计的结构。学科分离影响了迭代设计中模型修改的难度和效率，在气动结构双学科耦合建模方面仍然存在许多难点。此外，以可变后掠为代表的变形机翼的应用，大大增加了数字模型的建模难度和时间。多变的外形使得分析所需要的模型数量急剧增加，而传统的建模方式难以满足飞行器迭代优化设计的高效率要求。
[0003]为了克服当前存在的技术瓶颈，针对结构有限元模型与机翼气动外形保持随动匹配的建模问题，目前的发展趋势是采取以类别/形状函数为基础的解析数学表达式描述气动外形和包括径向基插值技术在内的邻域插值技术实现内部结构与机翼表面气动外形的匹配变化，最大限度地简化问题的复杂性并减少了建模中重复的过程。但是值得指出的是，对于内部结构占位任意的后掠变形机翼的结构有限元和气动外形建模问题，现有技术缺乏针对性的、系统性的考虑，从而难以满足复杂多变的结构形式的建模需求。发展和建立变形机翼的结构有限元和气动外形的快速建模技术，对于形成和完善机翼设计方法、缩短有限元建模周期和推动飞行器优化设计等方面均有显著的现实意义。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：克服飞行器结构优化设计问题中传统方法在迭代优化过程中需对模型进行大量重复性建模和气动结构多学科优化分析中由于各学科独立分析造成的低效性，提供一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法，结合类别/形状函数和邻域插值技术，针对飞行器设计过程中不同机翼结构布局以及每种布局形式下主结构构件站位调整的需求，实现了结构站位的快速修改，以及保证机翼内部结构与气动外形的随动匹配，对工程实际有很好的指导意义。
[0005]本专利技术技术解决方案：一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法，
实现步骤如下：
[0006]第一步：确定三维机翼气动外形的总体控制参数，采用类别函数和形状函数构建数学解析式驱动的三维机翼曲面外形的表达式z(x,y)，将总体控制参数代入该表达式，求得三维机翼曲面外形点的笛卡尔坐标(x,y,z)；
[0007]第二步：根据第一步所确定的三维机翼外形点的坐标，构建机翼曲面外形；在三维机翼外形的基础上，将机翼在逻辑上分为前缘区、三角区和后缘区三个逻辑分区；根据逻辑区域的划分设置虚拟梁和虚拟肋；当三角区和后缘区之间没有真实梁作为分界时，需要添加虚拟分界梁；确定这些虚拟结构在整个结构中的站位使其合理协调，从而完成不同的机翼内部结构布局的同统一，进而方便节点布置和有限元单元划分；
[0008]第三步：建立机翼有限元模型的节点，在上一步划分的逻辑前缘区、三角区和后缘区中的逻辑梁之间和逻辑肋之间独立设置不同的网格密度，在机翼的展向、弦向和厚度方向上建立8位数节点编号规则，布置机翼内部结构和蒙皮上的节点，提供逻辑梁和逻辑肋之间机翼内部结构的控制参数，包括内部结构梁和肋各自的数量和站位参数，借助有限元前处理软件生成机翼结构有限元参数化模型；
[0009]第四步：通过节点坐标空间转换实现上步中所建立的机翼结构有限元参数化模型的后掠，为了保持机翼机身表面网格的连续性与光滑性，满足气动计算的要求，对整体后掠后的机翼表面网格进行调整，分别沿肋方向和展向将后掠线附近的节点调整至后掠线上，同时调整单元形式；
[0010]第五步：在机翼各个逻辑分区内，各个是指前缘区、三角区和后缘区，以表面节点X＝{x1,x2,
……
，x
n
}为边界点或中心点，{Δd
z1
,Δd
z2
,
……
,Δd
zn
}代表z方向的位移改变量，其中n为边界点的数量，选取基函数(高斯函数、多二次函数、逆二次函数、逆多二次函数、调和样条函数及薄板样条函数)构造径向基方程，获得插值系数向量{α
zj
}
n
×1，从而得到内部结构各个节点x
inside_i
在z方向上坐标的偏移值之后采用线性插值的方式对x和y坐标进行修正，从而实现基于径向基插值动网格算法的结构网格与气动网格的随动匹配，完成考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元模型的建立。
[0011]所述第一步中，三维机翼曲面外形的表达式z(x,y)为：
[0012][0013]其中，z(x,y)代表机翼曲面外形点的三维坐标，式中x
LE
(η(y)),c(η(y)),α
T
(η(y))分别代表在展向坐标为y时的机翼气动端面当地前缘的x方向上的坐标、弦长和扭转角；z
N
(η(y))代表在展向坐标为y时由于上反效应带来的机翼气动端面在z方向上的偏移量，η(y)代表气动端面在展向方向上所占的比例；x,y,b分别代表气动点在总体坐标系中的x坐标、气动点在总体坐标系中的y坐标、机翼的翼展；代表类别函数；形状函数为S
i
(ψ)代表气流方向上的形状多项式，即总体坐标系中的x方向的形状多项式，阶次取3，S
j
(η)代表翼展方向上的形状多项式，阶次取为1或2；A
ij
指的是多项式不同项的系数，n、m分别代表任一气动端面所采用的翼型点的个数和y方向的组成机翼外形的气动截面的个数。
[0014]所述第二步中，当三角区和后缘区之间没有真实梁作为分界时，需要添加虚拟分界梁，具体为：
[0015]若记虚拟分界梁及其左右附近梁在根肋上的站比为x1,x2,x3，左右附近梁在斜梁及端肋上的站比为z1,y1，则虚拟分界梁在根肋上的站比计算式如下：
[0016][0017]若记待添加虚拟梁与相邻两梁在根肋上站比为y1,y2,y3，在斜梁上的站比为x1,x2,x3，那么利用下式使得虚拟梁与相邻两梁呈等比例分布：
[0018][0019]若记待添加虚拟肋与相邻两真实肋在后缘上站比为y1,y2,y3，在斜梁上的站比为x1,x2,x3，那么利用下式使得虚拟肋与本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法，其特征在于，实现以下步骤：第一步：确定三维机翼气动外形的总体控制参数，采用类别函数和形状函数构建数学解析式驱动的三维机翼曲面外形的表达式z(x,y)，将总体控制参数代入该表达式，求得三维机翼曲面外形点的笛卡尔坐标(x,y,z)；第二步：根据第一步所确定的三维机翼外形点的坐标，构建机翼曲面外形；在三维机翼外形的基础上，将机翼在逻辑上分为前缘区、三角区和后缘区三个逻辑分区；根据逻辑区域的划分设置虚拟梁和虚拟肋；当三角区和后缘区之间没有真实梁作为分界时，需要添加虚拟分界梁；确定这些虚拟结构在整个结构中的站位使其合理协调，从而完成不同的机翼内部结构布局的同统一，进而方便节点布置和有限元单元划分；第三步：建立机翼有限元模型的节点，在上一步划分的逻辑前缘区、三角区和后缘区中的逻辑梁之间和逻辑肋之间独立设置不同的网格密度，在机翼的展向、弦向和厚度方向上建立8位数节点编号规则，布置机翼内部结构和蒙皮上的节点，提供逻辑梁和逻辑肋之间机翼内部结构的控制参数，包括内部结构梁和肋各自的数量和站位参数，借助有限元前处理软件生成机翼结构有限元参数化模型；第四步：通过节点坐标空间转换实现上步中所建立的机翼结构有限元参数化模型的后掠，为了保持机翼机身表面网格的连续性与光滑性，满足气动计算的要求，对整体后掠后的机翼表面网格进行调整，分别沿肋方向和展向将后掠线附近的节点调整至后掠线上，同时调整单元形式；第五步：在机翼各个逻辑分区内，各个是指前缘区、三角区和后缘区，以表面节点X＝{x1,x2,
……
，x
n
}为边界点或中心点，{Δd
z1
,Δd
z2
,
……
,Δd
zn
}代表z方向的位移改变量，其中n为边界点的数量，选取基函数构造径向基方程，获得插值系数向量{α
zj
}
n
×1，从而得到内部结构各个节点x
inside_i
在z方向上坐标的偏移值之后采用线性插值的方式对x和y坐标进行修正，从而实现基于径向基插值动网格算法的结构网格与气动网格的随动匹配，完成考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元模型的建立。2.根据权利要求1所述的一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法，其特征在于：所述第一步中，三维机翼曲面外形的表达式z(x,y)为：其中，z(x,y)代表机翼曲面外形点的三维坐标，式中x
LE
(η(y)),c(η(y)),α
T
(η(y))分别代表在展向坐标为y时的机翼气动端面当地前缘的x方向上的坐标、弦长和扭转角；z
N
(η(y))代表在展向坐标为y时由于上反效应带来的机翼气动端面在z方向上的偏移量，η(y)代表气动端面在展向方向上所占的比例；x,y,b分别代表气动点在总体坐标系中的x坐标、气动点在总体坐标系中的y坐标、机翼的翼展；代表类别函数；形状函数为S
i
(ψ)代表气流方向上的形状多项式，即总体坐标系中的x方向的形状多项式，阶次取3，S
j
(η)代表翼展方向上的形状多项式，阶次取为1或2；A
ij
指的是多项式不同项的系数，n、m分别
代表任一气动端面所采用的翼型点的个数和y方向的组成机翼外形的气动截面的个数。3.根据权利要求1所述的一种考虑气动结构协调更新的变形机翼有限元建模方法，其特征在于：所述第二步中，当三角区和后缘区之间没有真实梁作为分界时，需要添加虚拟分界梁，具体实现为：若记虚拟分界梁及其左右附近梁在根肋上的站比为x1,x2,x3，左右附近梁在斜梁及端肋上的站比为z1,y1，则虚拟分界梁在根肋上的站比计算式如下：若记待添加虚拟梁与相邻两梁在根肋上站比为y1,y2,y3，在斜梁上的站比为x1,x2,x3，那么利用下式使得虚拟梁与相邻两梁呈等比例分布：若记待添加虚拟肋与相邻两真实肋在后缘上站比为y1,y2,y3，在斜梁上的站比为x1,x2,x3，利用下式使得虚拟肋与相邻两真实...

【专利技术属性】
技术研发人员：邱志平，邱宇，李云龙，祝博，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：