專利名稱：一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，屬于飛行器翼肋結(jié)構(gòu)設(shè)計領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛行器結(jié)構(gòu)不可避免地受到氣動、風(fēng)載等來自于外界環(huán)境的其它振動或沖擊干擾作用。飛機、火箭、導(dǎo)彈等飛行器往往要求結(jié)構(gòu)的圓頻率遠(yuǎn)離發(fā)動機振動頻率以避免結(jié)構(gòu)共振現(xiàn)象的發(fā)生。通常要求載體顛簸產(chǎn)生的振動對儀器、儀表等裝置造成的危害降至最低限度，而且還要增加乘員乘坐的舒適感。有效地降低振動強度，可以驅(qū)除乘員的疲勞與不適，確保裝置正常工作。顯然欲降低飛行器重量的同時提高機械系統(tǒng)的動態(tài)特性，達(dá)到控制振動目的或者確保它們在動力環(huán)境下能夠安全可靠的工作，最為行之有效的辦法就是進(jìn)行結(jié) 構(gòu)的動力拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計。在飛行器結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計研究中，大部分研究都集中在靜載荷的研究中，在動力結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化上所做的工作非常有限。而飛行器中存在大量翼肋需要進(jìn)行考慮動力學(xué)的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計。由于振動和噪音的主要原因是機械裝置承受周期的載荷作用，以往討論的對周期載荷下飛行器結(jié)構(gòu)進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計中，構(gòu)造動柔度這一概念來衡量物體振動的強弱。但是以往研究中對動柔度的定義不統(tǒng)一，并且現(xiàn)有的動柔度的定義無法與靜柔度的定義相容。由于相容的動柔度求解與靈敏度分析存在很多困難，同時計算過程中存在局部模態(tài)問題，現(xiàn)有方法可以實現(xiàn)對一些與靜柔度不相容的目標(biāo)進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化，并且繞過局部模態(tài)的處理，最終得到的設(shè)計方案沒有實際的工程意義。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，采用相容的變性能作為動柔度，變性能為設(shè)計目標(biāo)對飛行器翼肋進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計，采用陣型疊加法克服了靈敏度求解困難與局部模態(tài)處理問題。本發(fā)明技術(shù)解決方案一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，其特征在于實現(xiàn)步驟如下(I)導(dǎo)入飛行器翼肋初始幾何模型或有限元模型，以及飛行條件下的周期激勵動力載荷；(2)將飛行器翼肋的初始幾何模型離散為由有限元單元組成的有限元模型，如果已有有限元模型則直接進(jìn)行下一步；(3)確定飛行器翼肋結(jié)構(gòu)中需要拓?fù)鋬?yōu)化的部分，賦予所述步驟(I)中有限元模型中的有限元單元不同屬性以區(qū)分需進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化部分及不需要進(jìn)行優(yōu)化部分，再初始化飛行器翼肋有限元模型中需要進(jìn)行優(yōu)化部分的各個單元的偽密度值P n，n為需要進(jìn)行優(yōu)化部分有限元單元編號，所述偽密度值P η為O到I間連續(xù)的數(shù)值，O代表此處單元為空，I代表此處有單元，其它數(shù)值代表中間狀態(tài)；
(4)基于偽密度值對有限元模型中需進(jìn)行優(yōu)化部分的有限元單元的剛度矩陣進(jìn)行插值kn= P nmkn° m>l，其中η為需要進(jìn)行優(yōu)化部分有限元單元編號，m為懲罰因子，kn°為實體材料單元剛度矩陣，不需要優(yōu)化部分的有限元單元為實體，單元剛度矩陣保持不變；然后將基于偽密度值插值的飛行器翼肋有限元模型整體代人有限元求解器中進(jìn)行模態(tài)分析，同時避免數(shù)值模態(tài)的發(fā)生有限元分析時不考慮的低偽密度值單元，只考慮高偽密度值單元，得到飛行器翼肋陣型與圓頻率，當(dāng)偽密度值大于O. I定義為高偽密度值，偽密度值不大于O. I定義為低偽密度值；(5)基于步驟(4)模態(tài)分析得到的飛行器翼肋陣型與圓頻率與飛行條件下的周期激勵動力載荷，采用陣型疊加法進(jìn)行飛行器翼肋動力響應(yīng)的近似求解；(6)利用步驟(5)得到的飛行器翼肋的動力學(xué)的響應(yīng)，來求解飛行器翼 肋在動力載荷下的設(shè)計目標(biāo)，即飛行器翼肋的變形能、約束函數(shù)的值；(7)進(jìn)行飛行器翼肋優(yōu)化過程中需要靈敏度信息，采用紐曼展開差分方法求解步驟(6)中變形能對偽密度值的靈敏度，以及約束函數(shù)的靈敏度，同時低偽密度值單元的靈敏度由周圍高偽密度值單元插值得到；當(dāng)偽密度值大于O. I定義為高偽密度值，偽密度值不大于O. I定義為低偽密度值；(8)將步驟(7)計算得到的飛行器翼肋的變性能，約束函數(shù)的值以及靈敏度傳遞給優(yōu)化器，以變性能最小為優(yōu)化目標(biāo)得到更新的偽密度值；(9)判斷更新后得到的有限單元的當(dāng)前偽密度值與前一次更新前的有限單元的偽密度值之間的差異，如果所有有限單元的偽密度值都小于設(shè)定的小量，則停止計算轉(zhuǎn)到步驟(10)，否則返回到步驟(4)繼續(xù)進(jìn)行飛行器翼肋的動力學(xué)更新設(shè)計；(10)設(shè)定閾值，偽密度值大于此閾值為實體，偽密度值小于閾值為空洞，將得到的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的有限元模型導(dǎo)回為幾何模型，確定飛行器翼肋最終的動力學(xué)方案。所述步驟(5)用陣型疊加法進(jìn)行翼肋動力響應(yīng)的近似求解公式當(dāng)結(jié)構(gòu)受到周期激勵時，M為飛行器翼肋結(jié)構(gòu)質(zhì)量陣，K為飛行器翼肋結(jié)構(gòu)剛度陣，F(xiàn)為激勵載荷向量，X為系統(tǒng)隨著時間t的響應(yīng)，阻尼C為瑞利阻尼，C = aM+bK, a，b為絕對值小于I的正實數(shù)，振動控制方程為+ + = ;假設(shè)激勵F為多個強迫振動
載荷組合而成F = I,/,. sin(/7,/ + Q0，i代表載荷的編號，k代表載荷數(shù)目，Pi, a i7 為對于
第i個載荷的激勵圓頻率，相位角與載荷的向量。滿足飛行器翼肋近似的動力學(xué)響應(yīng)即用下式來表示
k nf
Χ = ΣΣ\ η{ρι +α -φ )φ]
i=l J=Mj其中ωρ φ .為K，M所組成翼肋的陣型與圓頻率，j為圓頻率與陣型的編號，氕對應(yīng)的第i個載荷對應(yīng)于第j階陣型的相位角，IV η,代表選取Pi附近的圓頻率對應(yīng)的陣型編號的上界與下界；
HBv = /7~?！?；—......................................--；7；—；■■■'，,
抑:-P, Y+ia + bco^p, tgi(P；!) = {cPl Hm1j -P^)),H1} = /^j
Bij表示第i個載荷對應(yīng)于第j階陣型的引起的響應(yīng)的振幅，Hij表示第i個載荷的向量與第j階陣型的內(nèi)積；所述步驟(6)的飛行器翼肋的變形能的求解過程如下采用陣型疊加法求得翼肋振動響應(yīng)X，由飛行器翼肋結(jié)構(gòu)質(zhì)量陣M，飛行器翼肋結(jié)構(gòu)剛度陣K與相互正交，通過對時間t的單變量在一個周期內(nèi)進(jìn)行優(yōu)化即求出以下公式的最大值即翼肋的變形能
權(quán)利要求
1.一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，其特征在于實現(xiàn)步驟如下 (1)導(dǎo)入飛行器翼肋初始幾何模型或有限元模型，以及飛行條件下的周期激勵動力載荷； (2)將飛行器翼肋的初始幾何模型離散為由有限元單元組成的有限元模型，如果已有有限元模型則直接進(jìn)行下一步； (3)確定飛行器翼肋結(jié)構(gòu)中需要拓?fù)鋬?yōu)化的部分，賦予所述步驟(I)中有限元模型中的有限元單元不同屬性以區(qū)分需進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化部分及不需要進(jìn)行優(yōu)化部分，再初始化飛行器翼肋有限元模型中需要進(jìn)行優(yōu)化部分的各個單元的偽密度值P n，n為需要進(jìn)行優(yōu)化部分有限元單元編號，所述偽密度值P η為O到I間連續(xù)的數(shù)值，O代表此處單元為空，I代表此處有單元，其它數(shù)值代表中間狀態(tài)； (4)基于偽密度值對有限元模型中需進(jìn)行優(yōu)化部分的有限元單元的剛度矩陣進(jìn)行插值kn= P nmkn°m > 1，其中η為需要進(jìn)行優(yōu)化部分有限元單元編號，m為懲罰因子，kn°為實體材料單元剛度矩陣，不需要優(yōu)化部分的有限元單元為實體，單元剛度矩陣保持不變；然后將基于偽密度值插值的飛行器翼肋有限元模型整體代入有限元求解器中進(jìn)行模態(tài)分析，同時避免數(shù)值模態(tài)的發(fā)生有限元分析時不考慮的低偽密度值單元，只考慮高偽密度值單元，得到飛行器翼肋陣型與圓頻率，當(dāng)偽密度值大于O. I定義為高偽密度值，偽密度值不大于O. I定義為低偽密度值； (5)基于步驟(4)模態(tài)分析得到的飛行器翼肋陣型與圓頻率與飛行條件下的周期激勵動力載荷，采用陣型疊加法進(jìn)行飛行器翼肋動力響應(yīng)的近似求解； (6)利用步驟(5)得到的飛行器翼肋的動力學(xué)的響應(yīng)，來求解飛行器翼肋在動力載荷下的設(shè)計目標(biāo)，即飛行器翼肋的變形能、約束函數(shù)的值； (7)進(jìn)行飛行器翼肋優(yōu)化過程中需要靈敏度信息，采用紐曼展開差分方法求解步驟(6)中變形能對偽密度值的靈敏度，以及約束函數(shù)的靈敏度，同時低偽密度值單元的靈敏度由周圍高偽密度值單元插值得到；當(dāng)偽密度值大于O. I定義為高偽密度值，偽密度值不大于O. I定義為低偽密度值； (8)將步驟(7)計算得到的飛行器翼肋的變性能，約束函數(shù)的值以及靈敏度傳遞給優(yōu)化器，以變性能最小為優(yōu)化目標(biāo)得到更新的偽密度值； (9)判斷更新后得到的有限單元的當(dāng)前偽密度值與前一次更新前的有限單元的偽密度值之間的差異，如果所有有限單元的偽密度值都小于設(shè)定的小量，則停止計算轉(zhuǎn)到步驟(10)，否則返回到步驟(4)繼續(xù)進(jìn)行飛行器翼肋的動力學(xué)更新設(shè)計； (10)設(shè)定閾值，偽密度值大于此閾值為實體，偽密度值小于閾值為空洞，將得到的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的有限元模型導(dǎo)回為幾何模型，確定飛行器翼肋最終的動力學(xué)方案。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，其特征在于所述步驟(5)用陣型疊加法進(jìn)行翼肋動力響應(yīng)的近似求解公式 當(dāng)結(jié)構(gòu)受到周期激勵時，M為飛行器翼肋結(jié)構(gòu)質(zhì)量陣，K為飛行器翼肋結(jié)構(gòu)剛度陣，F(xiàn)為激勵載荷向量，X為系統(tǒng)隨著時間t的響應(yīng)，阻尼C為瑞利阻尼，C = aM+bK, a, b為絕對值小于I的正實數(shù)，振動控制方程為:KX+ ChMJt = F ;假設(shè)激勵F為多個強迫振動載荷組合而成
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，其特征在于所述步驟(6)的飛行器翼肋的變形能的求解過程如下采用陣型疊加法求得翼肋振動響應(yīng)X，由飛行器翼肋結(jié)構(gòu)質(zhì)量陣M，飛行器翼肋結(jié)構(gòu)剛度陣K與&相互正交，通過對時間t的單變量在一個周期內(nèi)進(jìn)行優(yōu)化即求出以下公式的最大值即翼肋的變形能
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，其特征在于所述步驟(7)中采用紐曼展開差分方法求解變形能對偽密度值的靈敏度的步驟如下 對不同單元的偽密度值0 進(jìn)行攝動△ Pn，計算剛度矩陣和質(zhì)量矩陣的變化小量Λ K ( P η)、Λ M ( P n)，將動力學(xué)方程組轉(zhuǎn)換為復(fù)數(shù)空間中的方程，利用復(fù)變函數(shù)求解；采用陣型疊加法求解確定部分，采用紐曼展開法求解攝動部分，由于偽密度值Pn變化，振動系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)有變化量Λ X ( P n)，則變形能有變化量Λ (XKX) = 2ΧΚ Λ X ( P η) +X Λ K ( P η) X，第一項采用正交關(guān)系求得，第二項采用稀疏計算求得；因此變形能對密度值的靈敏度為
全文摘要
一種基于陣型疊加法的飛行器翼肋動力學(xué)確定方法，包括步驟導(dǎo)入飛行器翼肋初始幾何模型與動力載荷；將翼肋的幾何模型化為有限元模型；初始化有限元模型需優(yōu)化部分的各個單元的偽密度值；將賦予偽密度值的翼肋有限元模型整體代人求解器中進(jìn)行模態(tài)分析；基于模態(tài)分析結(jié)果采用陣型疊加法進(jìn)行翼肋動力響應(yīng)的近似求解；基于動力分析結(jié)果求解翼肋的變形能，采用的紐曼展開差分方法求解變形能和約束對偽密度值的靈敏度；將這些值傳遞給優(yōu)化器，得到更新值后的偽密度值；如果滿足收斂準(zhǔn)則，停止迭代否則返回到有限元求解部分；生成翼肋最終的動力學(xué)設(shè)計方案。本發(fā)明在考慮動力學(xué)的工況條件下，降低了飛行器質(zhì)量，提高了飛行器性能。
文檔編號G06F19/00GK102880804SQ20121037171
公開日2013年1月16日 申請日期2012年9月28日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月28日
發(fā)明者邱志平, 李琦, 王曉軍, 王凱, 仇翯辰 申請人:北京航空航天大學(xué)