專利名稱：一種翼面結(jié)構(gòu)剛度仿真方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空航天飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種翼面結(jié)構(gòu)剛度仿真方法。
背景技術(shù)：
在飛行器翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，翼面結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)占據(jù)著非常重要的地位。翼面結(jié)構(gòu)作為飛行器主要的承力部件，在其使用過程中將承受較大的載荷，若其結(jié)構(gòu)的剛度特性不滿足設(shè)計(jì)要求，將會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的有害變形、振動(dòng)及氣動(dòng)彈性等問題。以大型飛機(jī)為例，飛機(jī)的外形及結(jié)構(gòu)尺寸較大，結(jié)構(gòu)的剛度問題必然會(huì)更為突出。大飛機(jī)結(jié)構(gòu)零部件較多，零部件之間通過連接件進(jìn)行連接，結(jié)構(gòu)的連續(xù)性不好，從而導(dǎo)致整體結(jié)構(gòu)剛度的下降。結(jié)構(gòu)的尺寸較大將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的變形增大，進(jìn)而會(huì)對(duì)飛機(jī)的整體性能和功能產(chǎn)生一定的影響，比如變形會(huì)影響飛機(jī)的氣動(dòng)性能，對(duì)于具有運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的構(gòu)件，結(jié)構(gòu)變形會(huì)對(duì)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)精度、運(yùn)動(dòng)性能和運(yùn)動(dòng)軌跡產(chǎn)生一定的影響。因此，在飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的過程中，充分認(rèn)識(shí)和了解翼面結(jié)構(gòu)的剛度特性是非常必要的。分析計(jì)算翼面結(jié)構(gòu)剛度特性及其分布——包括彎曲剛度和扭轉(zhuǎn)剛度，是飛行器翼面結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，是進(jìn)一步分析、設(shè)計(jì)翼面結(jié)構(gòu)的依據(jù)。以飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)為例。在飛機(jī)初步設(shè)計(jì)階段，一般根據(jù)結(jié)構(gòu)變形、氣動(dòng)彈性等方面的要求對(duì)翼面結(jié)構(gòu)提出一定的剛度指標(biāo)。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)人員初步設(shè)計(jì)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)需要滿足上述剛度指標(biāo)，如果不滿足，將對(duì)飛機(jī)的總體及氣動(dòng)彈性性能有較大影響，甚至?xí)霈F(xiàn)嚴(yán)重的安全問題，需要重新進(jìn)行翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，工作量非常龐大。往往校核剛度指標(biāo)是否滿足要求的方法大多采用有限元法，通過有限元建模、加載，計(jì)算出相應(yīng)翼面結(jié)構(gòu)的剛度特性?？上攵?，如果結(jié)構(gòu)剛度特性不滿足指標(biāo)要求，就需要反復(fù)進(jìn)行有限元建模計(jì)算，這將是非常繁重的一項(xiàng)工作。目前，在航空領(lǐng)域進(jìn)行飛行器設(shè)計(jì)過程中，一般采用CAD三維造型軟件進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，尤以CATIA居多。如果能夠?qū)崿F(xiàn)在已建立的CAD三維模型中，快速計(jì)算出機(jī)翼各剖面的剛度及剛心位置，并針對(duì)剛度較弱的構(gòu)件進(jìn)行有針對(duì)性的局部調(diào)整以滿足剛度指標(biāo)要求，勢(shì)必將大大提高飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的效率，且對(duì)翼面結(jié)構(gòu)材料的充分利用也將有積極作用。然而，幾乎所有的CAD軟件現(xiàn)有模塊都無(wú)法實(shí)現(xiàn)這一智能化計(jì)算功能，專業(yè)限制以及知識(shí)模塊的不完備是其主要功能缺陷。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有飛行器翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)中存在的問題，本發(fā)明提出一種翼面結(jié)構(gòu)剛度仿真方法，解決傳統(tǒng)翼面結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)過程中的弊端，快速獲取翼面的剛度特性，有利于合理地進(jìn)行結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)，提高飛行器翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的效率。一種翼面結(jié)構(gòu)剛度仿真方法，以CATIA為對(duì)象，包括以下幾個(gè)步驟步驟一、模型初始化；初始化CAD軟件，將目標(biāo)模型初始化為當(dāng)前工作對(duì)象，首先判斷是否已啟動(dòng)CATIA程序，如果未啟動(dòng)，自動(dòng)獲取CATIA對(duì)象，并啟動(dòng)CATIA ；其次，判斷當(dāng)前激活文件是否為目標(biāo)模型文件，如若不是，則自動(dòng)激活目標(biāo)模型文件；步驟二、參數(shù)初始化；交互輸入所要獲取剛度特性的截面的位置參數(shù)，位置參數(shù)為數(shù)字參數(shù)或者圖形參數(shù)，當(dāng)為數(shù)字參數(shù)時(shí)，以點(diǎn)坐標(biāo)位置形式輸入并生成站位面；當(dāng)為圖形參數(shù)時(shí)，交互選擇已存在的站位面，作為目標(biāo)模型的初始化參數(shù)；通過選擇站位面，獲取平面對(duì)象，作為目標(biāo)模型的唯一參數(shù)輸入；判斷參數(shù)是否正確，如果正確進(jìn)行下一步，否則從新獲取參數(shù)；步驟三、CAD模型操作；獲取三維CAD模型基本參數(shù)，在結(jié)構(gòu)裝配體模型中快速獲取任意指定站位面的幾何特性及與截面相關(guān)聯(lián)的構(gòu)件的材料屬性；截面幾何特性包括構(gòu)件的截面面積、形心坐標(biāo)、 對(duì)自身的慣性矩，以及蒙皮長(zhǎng)度、沿弦線方向的厚度和翼梁高度、腹板的厚度；在CATIA三維模型上生成分割，并提取出該輸入站位面位置上的翼面截面及材料屬性和相應(yīng)的幾何特性；由于蒙皮及翼梁腹板是變厚度的，CATIA AUTOMATION提供的命令無(wú)法直接獲取變厚度值，因而，在蒙皮以及翼梁緣線上建立一系列分布點(diǎn)，并在分布點(diǎn)位置上建立蒙皮及腹板相交線，調(diào)用長(zhǎng)度測(cè)量函數(shù)獲取蒙皮及腹板厚度；獲取構(gòu)件的材料屬性主要是通過獲取構(gòu)件的材料牌號(hào)，從而獲得其彈性模量E和剪切模量G ；步驟四、數(shù)圖處理；包括圖形識(shí)別與數(shù)值計(jì)算兩部分，圖形識(shí)別是對(duì)CAD模型操作模塊中獲得的幾何特性與材料特性數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，與其相對(duì)應(yīng)的構(gòu)件進(jìn)行匹配；CATIA AUTOMATION命令從 CATIA模型中獲取的數(shù)據(jù)不能直接與構(gòu)件一一對(duì)應(yīng)，如不能分辨出數(shù)據(jù)到底是來(lái)自于蒙皮構(gòu)件還是來(lái)自長(zhǎng)桁構(gòu)件，CATIA程序是按照結(jié)構(gòu)樹順序依次進(jìn)行提取的，然而與站位面相關(guān)聯(lián)的構(gòu)件不一定完全符合結(jié)構(gòu)樹順序，因此，必須進(jìn)行圖形識(shí)別以確定數(shù)據(jù)與構(gòu)件的匹配才可進(jìn)行下一步的計(jì)算分析；圖形識(shí)別的方法是在進(jìn)行結(jié)構(gòu)裝配件分割的過程中獲取相關(guān)聯(lián)構(gòu)件的牌號(hào)，并將其傳遞給分割后提取的相應(yīng)構(gòu)件的截面，根據(jù)不同構(gòu)件截面的牌號(hào)， 甄別出不同的構(gòu)件，同時(shí)，將前述模塊獲取的截面參數(shù)以數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)組的形式存儲(chǔ)于各自構(gòu)件的存儲(chǔ)容器中，即實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)與結(jié)構(gòu)的匹配；數(shù)值計(jì)算部分是在圖形識(shí)別基礎(chǔ)之上，對(duì)與構(gòu)件匹配的數(shù)據(jù)進(jìn)行合理處理，刪除構(gòu)件極限位置的奇異點(diǎn)，并按照工程梁理論計(jì)算要求進(jìn)行數(shù)組排序；步驟五、獲取翼面剛度；依據(jù)工程梁理論，獲取翼面彎曲、扭轉(zhuǎn)剛度及剛心位置，并以圖表的形式輸出沿彈性軸翼面剛度分布規(guī)律；獲取剛度主要依據(jù)的公式如下彎曲剛度EJx =
權(quán)利要求
1. 一種翼面結(jié)構(gòu)剛度仿真方法，其特征在于，以CATIA為對(duì)象，包括以下幾個(gè)步驟 步驟一、模型初始化；初始化CAD軟件，將目標(biāo)模型初始化為當(dāng)前工作對(duì)象，首先判斷是否已啟動(dòng)CATIA程序，如果未啟動(dòng)，自動(dòng)獲取CATIA對(duì)象，并啟動(dòng)CATIA ；其次，判斷當(dāng)前激活文件是否為目標(biāo)模型文件，如若不是，則自動(dòng)激活目標(biāo)模型文件； 步驟二、參數(shù)初始化；交互輸入所要獲取剛度特性的截面的位置參數(shù)，位置參數(shù)為數(shù)字參數(shù)或者圖形參數(shù)， 當(dāng)為數(shù)字參數(shù)時(shí)，以點(diǎn)坐標(biāo)位置形式輸入并生成站位面；當(dāng)為圖形參數(shù)時(shí)，交互選擇已存在的站位面，作為目標(biāo)模型的初始化參數(shù)；通過選擇站位面，獲取平面對(duì)象，作為目標(biāo)模型的唯一參數(shù)輸入；判斷參數(shù)是否正確，如果正確進(jìn)行下一步，否則從新獲取參數(shù)； 步驟三、CAD模型操作；獲取三維CAD模型基本參數(shù)，在結(jié)構(gòu)裝配體模型中快速獲取任意指定站位面的幾何特性及與截面相關(guān)聯(lián)的構(gòu)件的材料屬性；截面幾何特性包括構(gòu)件的截面面積、形心坐標(biāo)、對(duì)自身的慣性矩，以及蒙皮長(zhǎng)度、沿弦線方向的厚度和翼梁高度、腹板的厚度；在CATIA三維模型上生成分割，并提取出該輸入站位面位置上的翼面截面及材料屬性和相應(yīng)的幾何特性； 由于蒙皮及翼梁腹板是變厚度的，CATIA AUTOMATION提供的命令無(wú)法直接獲取變厚度值， 因而，在蒙皮以及翼梁緣線上建立一系列分布點(diǎn)，并在分布點(diǎn)位置上建立蒙皮及腹板相交線，調(diào)用長(zhǎng)度測(cè)量函數(shù)獲取蒙皮及腹板厚度；獲取構(gòu)件的材料屬性主要是通過獲取構(gòu)件的材料牌號(hào)，從而獲得其彈性模量E和剪切模量G ； 步驟四、數(shù)圖處理；包括圖形識(shí)別與數(shù)值計(jì)算兩部分，圖形識(shí)別是對(duì)CAD模型操作模塊中獲得的幾何特性與材料特性數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，與其相對(duì)應(yīng)的構(gòu)件進(jìn)行匹配；CATIA AUTOMATION命令從CATIA 模型中獲取的數(shù)據(jù)不能直接與構(gòu)件一一對(duì)應(yīng)，如不能分辨出數(shù)據(jù)到底是來(lái)自于蒙皮構(gòu)件還是來(lái)自長(zhǎng)桁構(gòu)件，CATIA程序是按照結(jié)構(gòu)樹順序依次進(jìn)行提取的，然而與站位面相關(guān)聯(lián)的構(gòu)件不一定完全符合結(jié)構(gòu)樹順序，因此，必須進(jìn)行圖形識(shí)別以確定數(shù)據(jù)與構(gòu)件的匹配才可進(jìn)行下一步的計(jì)算分析；圖形識(shí)別的方法是在進(jìn)行結(jié)構(gòu)裝配件分割的過程中獲取相關(guān)聯(lián)構(gòu)件的牌號(hào)，并將其傳遞給分割后提取的相應(yīng)構(gòu)件的截面，根據(jù)不同構(gòu)件截面的牌號(hào)，甄別出不同的構(gòu)件，同時(shí)，將前述模塊獲取的截面參數(shù)以數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)組的形式存儲(chǔ)于各自構(gòu)件的存儲(chǔ)容器中，即實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)與結(jié)構(gòu)的匹配；數(shù)值計(jì)算部分是在圖形識(shí)別基礎(chǔ)之上，對(duì)與構(gòu)件匹配的數(shù)據(jù)進(jìn)行合理處理，刪除構(gòu)件極限位置的奇異點(diǎn)，并按照工程梁理論計(jì)算要求進(jìn)行數(shù)組排序；步驟五、獲取翼面剛度；依據(jù)工程梁理論，獲取翼面彎曲、扭轉(zhuǎn)剛度及剛心位置，并以圖表的形式輸出沿彈性軸翼面剛度分布規(guī)律；獲取剛度主要依據(jù)的公式如下 彎曲剛度
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種翼面結(jié)構(gòu)剛度仿真方法，其特征在于，所述的步驟 采用圖形參數(shù)。.中
全文摘要
本發(fā)明公開了一種翼面結(jié)構(gòu)剛度仿真方法，以CATIA為對(duì)象，包括以下幾個(gè)步驟步驟一、模型初始化；步驟二、參數(shù)初始化；步驟三、CAD模型操作；步驟四、數(shù)圖處理；步驟五、獲取翼面剛度；本發(fā)明創(chuàng)新性地將工程梁理論與CAD二次開發(fā)技術(shù)相結(jié)合，以CATIA為例，能夠在CATIA的環(huán)境下快速完成翼面結(jié)構(gòu)剛度提取，且結(jié)果精度較高，系統(tǒng)使用方便，界面友好，與CATIA實(shí)現(xiàn)了完美結(jié)合，突破了三維CAD軟件因?qū)I(yè)限制而造成的無(wú)法計(jì)算翼面結(jié)構(gòu)剛度特性的障礙，是對(duì)CAD軟件功能本身的一個(gè)補(bǔ)充與提升。
文檔編號(hào)G06F17/50GK102446241SQ20111033153
公開日2012年5月9日 申請(qǐng)日期2011年10月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月27日
發(fā)明者何景武, 初洪宇, 張鶴, 楊軒, 黑麗潔 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)