【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天航空工程，尤其是涉及一种基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法。
技术介绍
1、在分析一些飞行器结构过程时，通常需要根据飞行器外形对其内部结构进行反设计。传统方法是依照飞行器外形的基础上，依照个人经验进行模型设计。
2、现有的模态试验方式存在以下问题：
3、(1)由于设计输入只有飞行器外形，有效信息相对较少，飞行器内部结构大量依靠设计者的经验，设计往往与实际飞行器结构结果偏差较大。
4、(2)对于某些新型的飞行器结构，由于没有内部结构的设计经验，结构反设计往往无法顺利开展。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于提供一种基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，该基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法由于优先满足结构动力学相似，在结构的质量和刚度设计方面更容易满足和收敛，减少了迭代设计的次数，并且由于对飞行器设计经验要求较少，因此在飞行器设计经验不足，或者在一些新型飞行器的反设计过程中具有优势。
2、本专利技术提供一种基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，包括：
3、s1、按照飞行器的外形和功能找到与设计目标飞行器相似的已知飞行器；
4、s2、按照相似理论公式计算获得设计目标飞行器的质量参数，计算公式为：
5、km＝k13
6、式中，km为设计目标飞行器与已知飞行器的质量比，k1为设计目标飞行器与已知飞行器的尺寸比；
7、s3、根据飞行器的具体功能和
8、s4、分析此类飞行器通常采用的材料，确定相应部分材料的密度；
9、s5、按照此类飞行器的基本结构形式设计主要承力构件包括机翼梁、肋条和机身框，调整各个部件的截面尺寸和间距，使飞行器结构总质量与s3所获得的一致，结构相对密度与s4获得的一致；
10、s6、建立相应的有限元模型，将s3所获得油箱和载荷质量附加在s5所述飞行器承力部件的相关位置上，进行相应的有限元结构动力学分析，与设计目标飞行器结构动力学特征相对比；
11、当频率误差高于5％时，返回进行s5；
12、当频率误差低于5％时，进行s7；
13、s7、局部调整各个部分的分布和结构。
14、优选的，在s1中，选择与设计目标飞行器的结构构型一致性最强的已知飞行器，结构构型包括尾翼的数目和位置、平尾的数目和位置、机翼的形状和位置和发动机的位置和数目。
15、优选的，在s2中，当各个方向k1不同时，采用翼展的比作为设计目标飞行器与已知飞行器尺寸比的衡量标准。
16、优选的，在s3中，
17、如果设计目标飞行器应用时间在2014年以后，战斗机的空机质量比可取0.45～0.60的下限，攻击机的空机质量比可取0.41～0.54的下限，轰炸机的空机质量比可取0.37～0.42的下限；
18、战斗机的有效荷载比可取0.21～0.28的上限，攻击机的有效荷载比可取0.18～0.37的上限，轰炸机的有效荷载比可取0.14～0.19的上限；
19、战斗机的燃油比可取0.21～0.33的上限，攻击机的燃油比可取0.17～0.33的上限，轰炸机的燃油比可取0.40～0.62的上限；
20、如果设计目标飞行器的应用时间在2000年以前，战斗机的空机质量比可取0.45～0.60的上限，攻击机的空机质量比可取0.41～0.54的上限，轰炸机的空机质量比可取0.37～0.42的上限；
21、战斗机的有效荷载比可取0.21～0.28的下限，攻击机的有效荷载比可取0.18～0.37的下限，轰炸机的有效荷载比可取0.14～0.19的下限；
22、战斗机的燃油比可取0.21～0.33的下限，攻击机的燃油比可取0.17～0.33的下限，轰炸机的燃油比可取0.40～0.62的下限；
23、所述空机质量比、有效荷载比和燃油比综合为100％。
24、优选的，在s4中，当飞行器主要承力结构材料不同时，如果某种材料使用超过90％，以该材料的密度为准；
25、如果使用材料种类较多，使用如下的公式评估总体材料密度：
26、
27、其中，ρ总体为总体结构材料密度，ρi为其中第i种材料的材料密度，μi为第i种材料在整体承力结构中的质量百分比。
28、优选的，在s5中，包括：
29、s5.1、调整结构质量；
30、如果建模质量高于目标质量，则增加肋条减重孔的面积；
31、如果建模质量低于目标质量，则减少肋条减重孔的面积；
32、s5.2、根据结构弯曲频率调整结构；
33、如果仿真过程中计算的弯曲频率偏低，则在保障结构横截面不变的情况下，增加梁结构的高度，而减少梁结构的宽度；
34、如果仿真过程中计算的弯曲频率偏高，则在保障结构横截面不变的情况下，减少梁结构的高度，而增加梁结构的宽度；
35、s5.3、根据扭转弯曲频率调整结构；
36、如果仿真过程中计算的扭转频率偏低，则在保障结构横截面不变的情况下，增加机翼前梁和机翼后梁之间的距离；
37、如果仿真过程中计算的扭转频率偏高，则在保障结构横截面不变的情况下，降低机翼前梁和机翼后梁之间的距离。
38、优选的，在s6中，建立有限元模型时，应采用各向同性材料。
39、优选的，在s6中，建立的有限元模型忽略结构之间螺钉、连接、摩擦和间隙对结构质量和刚度影响较小的部件和结构。
40、优选的，在s6中，建立的有限元模型可以忽略结构的安装、拆卸、和搬用的因素对于结构的要求和影响。
41、优选的，在s6中，为了便于计算和仿真，具体零部件的外形可以适当简化，可以使用相对简单的几何构型代替复杂的结构体。
42、有益效果：
43、本专利技术的技术方案首先根据已知飞行器外形和功能找到与设计目标飞行器类似的飞行器。再按照相似关系给出设计目标飞行器的承力件基本结构，以及结构，载荷，燃油等各个部分的质量比以及分布位置。通过对截面形式和材料密度的调整建立相关结构的有限元模型，再通过计算和迭代最后确定飞行器的反设计结构，通过仿真分析比对的方法实现了对飞行器结构的反设计。
44、本专利技术的技术方案通过增加了设计的输入，以已知飞行器外形以及结构动力学特征(飞行器的模态频率和模态振型)为输入变量，获得设计目标飞行器内部具体结构使结构反设计结果更加准确；
45、该反设计方法的结果由于优先满足结构动力学相似，在结构的质量和刚度设计方面更容易满足和收敛，减少了迭代设计的次数；
46、由于对飞行器设计经验要求较少，因此在飞行器设计经验不足，或者在一些新型飞行器的反设计过程中具有优势。
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1.一种基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S1中，选择与设计目标飞行器的结构构型一致性最强的已知飞行器，结构构型包括尾翼的数目和位置、平尾的数目和位置、机翼的形状和位置和发动机的位置和数目。
3.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S2中，当各个方向K1不同时，采用翼展的比作为设计目标飞行器与已知飞行器尺寸比的衡量标准。
4.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S3中，
5.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S4中，当飞行器主要承力结构材料不同时，如果某种材料使用超过90％，以该材料的密度为准；
6.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S5中，包括：
7.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S6中，建立有
8.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S6中，建立的有限元模型忽略结构之间螺钉、连接、摩擦和间隙对结构质量和刚度影响较小的部件和结构。
9.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S6中，建立的有限元模型可以忽略结构的安装、拆卸、和搬用的因素对于结构的要求和影响。
10.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在S6中，为了便于计算和仿真，具体零部件的外形可以适当简化，可以使用相对简单的几何构型代替复杂的结构体。
...【技术特征摘要】
1.一种基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在s1中，选择与设计目标飞行器的结构构型一致性最强的已知飞行器，结构构型包括尾翼的数目和位置、平尾的数目和位置、机翼的形状和位置和发动机的位置和数目。
3.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在s2中，当各个方向k1不同时，采用翼展的比作为设计目标飞行器与已知飞行器尺寸比的衡量标准。
4.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在s3中，
5.根据权利要求1所述的基于结构动力学特征的飞行器结构反设计方法，其特征在于，在s4中，当飞行器主要承力结构材料不同时，如果某种材料使用超过90％，以该材料的密度为准；
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【专利技术属性】
技术研发人员：侯英昱，郭力，李泳德，刘子强，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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