[发明专利]一种适用于复杂大柔性飞机建模的非线性子结构方法

说明书

本发明公开了一种适用于复杂大柔性飞机建模的非线性子结构方法，将大柔性飞机模型分为机翼部件及机身部件(含尾翼等)；对机翼部件采用非线性结构降阶模型进行建模：利用非线性刚度系数构建大变形结构动力学方程，利用模态组合乘比例系数的方式构建测试载荷，在此基础上采用对输入测试载荷及其对应的结构变形进行回归分析的方法求解非线性刚度系数，形成非线性结构降阶模型；对机身部件采用线性模态建模。对机翼部件应用固定界面模态综合法求解约束模态，对机身部件应用自由界面模态综合法求解剩余模态，随后通过界面位移及力协调条件综合组集形成结构动力学方程。本发明的方法大大降低了建模成本，提高了建模与结构分析效率。

技术领域

本发明属于结构动力学，飞行器气动弹性分析技术领域，尤其涉及一种适用于复杂大柔性飞行器结构建模的非线性子结构方法。

背景技术

随着计算机，电子，材料及控制等技术的快速发展，航空飞行器的应用范围不断扩展，飞行性能要求不断提高，随之而来的是对新设计思想及分析方法的急切需求。以高空长航时无人机，飞翼布局无人机为代表的大柔性飞行器自20世纪90年代以来，逐渐成为各航空大国的研究重点。该类飞行器能够以灵活的方式不间断的执行诸如军事侦察、民用科学探索、通信中继等任务，具有超过传统飞行器的飞行高度及续航能力，拥有广阔的应用前景。由于其对飞行性能的要求，这类飞行器通常利用较大的机翼展弦比来提高升阻比，同时在结构设计中增加复合材料比例，这些因素导致这类飞行器相对结构重量低、柔性大，飞行器结构变形大，超过了线性分析范畴。

当飞行器结构变形较大，或结构上加载了较大的初始载荷时，结构动力学特性按非线性关系依赖于结构瞬时变形及应力状态。在力学机理上表现为结构应变与位移呈现非线性关系、受力平衡呈现非线性关系，而应力与应变的本构关系依然是线性的。因为大变形导致的结构应变与位移的非线性称为几何非线性。几何非线性问题在飞行器设计，结构变形测量及气动弹性分析中具有重要意义，准确的大变形结构建模方法是飞行器设计及气动弹性分析的基础。目前，气动弹性研究中通常采用大变形梁理论，且对模型复杂性有很大要求，难以应用于实际工程复杂模型，而工程分析分析通常使用现有的商业有限元软件，模型自由度数大，非线性阶数高，收敛性差计算效率且难以对结构动力学特性进行机理性研究。

子结构方法是处理复杂模型建模问题的有效方法，通过将整体结构分解为若干简单子结构，通过对各个子结构的动态特性进行综合，并利用子结构间的边界条件，最终得到整个结构的动态特性的方法即为子结构方法。相较于整体的模态降阶方法，子结构方法更符合复杂模型结构特性及相关试验需求，对于大型复杂结构而言仍能够保证其分析模型具有低模型阶数及高计算精度。在实际应用中，模态综合法应用广泛。其中最常用的是固定界面模态综合法及自由界面模态综合法。前者应用简单，所需模态较少；后者易于结合试验结果，应用面更广。

传统子结构方法对线性分析具有较高的适用性及准确性，然而对于非线性结构分析而言需要进行改进。由子结构思想发展而来的模态综合法在局部非线性动力学问题上的应用得到了许多学者的关注，但对于几何非线性这类域内非线性问题，研究较少。另外，大柔性飞行器其几何非线性因素的主要来源是受载机翼部件，机身等部件在几何非线性问题分析中往往保持线性性质，将全部飞行器结构作为非线性结构处理将大幅提高计算消耗。考虑域内几何非线性因素的子结构方法应成为大柔性飞行器结构建模的重要思路。

现有研究中，将结构降阶模型应用于飞机部件或全机的几何非线性静/动气动弹性分析中。此方法需要事先计算大量测试载荷与测试位移，对于全机复杂模型而言，即使结构降阶模型能够在一定程度上提高计算效率，但对于需要反复迭代计算的非线性气动弹性问题而言依旧难以接受。亟需一种处理方式进一步降低复杂大柔性飞机模型结构建模成本。

发明内容