[发明专利]一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法

说明书

技术领域

本发明涉及直升机结构强度技术领域，特别是涉及一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法。

背景技术

直升机全机模型静力修正及验证技术主要用于直升机结构强度设计过程中，通过对全机试验结果与有限元模型计算结果的误差对比和分析，并基于试验结果对有限元模型参数进行修正及验证，从而获得与实际结构更为接近的全机有限元模型及参数的技术方法。

静力模型修正则以位移、应力、应变等参数为修正目标，准确度高，由于静力试验数据无法涵盖所有自由度，并且随着约束和载荷类型的改变，一些非线性因素导致刚度矩阵也跟着变化，因此对整体模型的修正有较大的技术难度。

全机模型自由度往往较大，且传力路径不唯一，由于模型的简化，无法考虑材料、接触、几何等大量非线性因素的影响，与真实结构存在较大差异，修正难度大。现有技术中全机规模的静力修正结果的精度难以保证。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种直升机全机静力有限元模型修正及验证方法，所述直升机桨叶鸟撞性能试验验证方法包括如下步骤：

步骤1：在一组工况下，通过相关性算法，对直升机全机的试验所有测点数据与直升机全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果进行相关性计算，得到两组数据的第一相关系数；

步骤2：去除数据无效的测点以及测量值过小的测点，并保留主传力路径上的测点，将筛选后的试验数据与全机的初始有限元模型对应测点的仿真结果再次进行相关性分析，得到第二初始相关系数；

步骤3：选择有限元模型中可优化的参数，并设置筛选后的测点试验结果与模型的仿真结果的相关系数为优化目标函数，采用可行方向法改进二次规划方法进行灵敏度分析，根据结果，对参数进行筛选，去除对结果影响因子较小的参数；

步骤4：选择所述步骤3中筛选后的参数，设置第二步筛选后的测点与相应仿真结果的相关系数为优化目标函数，采用可行方向法改进二次规划方法进行优化计算，从而得到优化后的模型的参数以及目标函数，并将优化后参数替换优化前参数值，更新全机有限元模型；

步骤5：选择另一组试验工况，更改模型的约束条件和传力路径，分别采用未修正的初始模型和经上一步修正后的模型进行仿真计算，并将两组仿真结果与这组试验测点数据分别进行相关性分析，对比相关系数变化，从而验证修正后模型的有效性。

优选地，第二初始相关系数不低于0.6。

优选地，所述步骤1中的相关性算法为：

其中x_i为修正后模型的第i个测点处计算结果，y_i为试验工况的第i个测点结果，N为测点的个数。

优选地，所述步骤3中的可行方向法改进二次规划法具体为：

其中R(Z)为模型刚度矩阵中n个优化变量为Z＝[z₁z₂...z_n]时的相关系数值。

本方法以直升机全机静力试验数据为基准，提出了适合全机模型的相关性算法，基于该算法对该型机全机有限元模型进行优化，并对优化后模型进行了验证，证实了该方法的可行性和有效性。

本申请的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法首次构建了一个用于整体评估全机所有测点的试验与有限元结果对比分析的相关性算法。首次提出并验证了一个用于直升机全机有限元模型修正及验证的流程和方法，包括变量筛选、敏度分析、参数修正迭代及验证。

附图说明

图1是本申请第一实施例的直升机全机静力有限元模型修正及验证方法的流程示意图。

图2是100％俯冲拉起工况优化前后与试验值对比的示意图。

图3是90％偏航工况优化前后与试验数据对比的示意图。

具体实施方式