CN106777689B - 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法 - Google Patents

一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106777689B
CN106777689B CN201611161863.2A CN201611161863A CN106777689B CN 106777689 B CN106777689 B CN 106777689B CN 201611161863 A CN201611161863 A CN 201611161863A CN 106777689 B CN106777689 B CN 106777689B
Authority
CN
China
Prior art keywords
control surface
deflection
coordinate system
finite element
coordinate
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201611161863.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106777689A (zh
Inventor
陈军
郑洁
李苗
侯瑞
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Original Assignee
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC filed Critical Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority to CN201611161863.2A priority Critical patent/CN106777689B/zh
Publication of CN106777689A publication Critical patent/CN106777689A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106777689B publication Critical patent/CN106777689B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Numerical Control (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明属于飞机强度计算领域，涉及一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法。其特征在于所述的方法包括如下步骤：步骤1、在双铰链舵面中立位置前、后舵面的有限元模型中分别建立偏转坐标系1和2，坐标系1和2的Z轴与舵面转轴重合；步骤2、将前舵面有限元模型的节点坐标修改为坐标系1下的局部坐标；将后舵面有限元模型的节点坐标修改为坐标系2下的局部坐标；步骤3、将坐标系2的参考点坐标修改为坐标系1下的局部坐标；步骤4、根据各载荷工况下舵面的偏转角度，将坐标系1和2沿Z轴进行相应角度偏转，得到偏转后的坐标系1"和2"，实现了双铰链舵面偏转。提供一种计算方法简便的基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法。

Description

一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法
技术领域
本发明属于飞机强度计算领域，涉及一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法。
背景技术
飞机双铰链舵面在不同载荷工况下偏转角度不同，且后舵面与前舵面进行随动偏转，前后舵面偏转角度不同，引起各工况下作动器轴线距转轴距离不同。通常分析计算时工况个数(偏转角度)多达上千种，同时舵面模型节点数也多达上千个，采用修改有限元模型节点坐标值而得到各偏转角度的有限元模型的方法计算量极大，难以建立各偏转角度的真实状态有限元模型，因此通常情况下仅在中立位置(偏转角度为0)双铰链舵面模型中进行求解，导致舵面各支座的支反力计算结果不真实。
发明内容
本发明的目的：提供一种计算方法简便的基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法。
本发明的技术方案：一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法，其特征在于所述的方法包括如下步骤：
步骤1、在双铰链舵面中立位置前、后舵面的有限元模型中分别建立偏转坐标系1和2，坐标系1和2的Z轴与舵面转轴重合；
步骤2、将前舵面有限元模型的节点坐标修改为坐标系1下的局部坐标；
将后舵面有限元模型的节点坐标修改为坐标系2下的局部坐标；
步骤3、将坐标系2的参考点坐标修改为坐标系1下的局部坐标；
步骤4、根据各载荷工况下舵面的偏转角度，将坐标系1和2沿Z轴进行相应角度偏转，得到偏转后的坐标系1"和2"，实现了双铰链舵面偏转。
优选地，采用PATRAN软件的PCL语言实现飞机双铰链舵面的偏转。
优选地，在基于PATRAN软件实现飞机双铰链舵面的偏转***内预置有每种飞机载荷情况下舵面对应的偏转角度。
优选地，对于多种载荷情况，各载荷情况偏转坐标系输出到不同的偏转坐标系文件，文件名称采用载荷情况号。
本发明的有益效果：与现有技术中进行修改有限元模型各节点坐标值的方法实现舵面偏转相比，本发明通过修改坐标系角度而实现舵面偏转，客观上减少了计算量。
附图说明
图1为某飞机中立位置的双铰链舵面有限元模型；
图2为图1的俯视图；
图3为飞机主视图下的全机坐标系；
图4为飞机俯视图下的全机坐标系；
图5为偏转后的双铰链有限元模型；
图6为图5的俯视图。
具体实施方式
以某飞机双铰链舵面为例，详细说明本专利方法。
步骤一：图1和2所示为某飞机中立位置(舵面偏角为0度)的双铰链舵面有限元模型，在前、后舵面的有限元模型中分别建立偏转坐标系83003和84003，且坐标系83003和84003的Z轴分别与前、后舵面的转轴重合；
步骤二：根据前舵面偏转坐标系83003与全机坐标系(如图3和4所示)的空间位置关系，利用节点空间坐标转换方程，将前舵面有限元模型中所有节点的坐标从全机坐标系下的坐标值变换为偏转坐标系83003下的坐标值，建立前舵面有限元节点位置和偏转坐标系之间的相对关系。例如前舵面翼尖后缘节点在全机坐标系中的坐标值为：(30579.31、75.31、5134.99)，变换到偏转坐标系83003下的坐标值为(420.17、75.44、2430.71)，当偏转坐标系83003绕Z轴转动一定角度时，前舵面节点与其相对位置关系不变，跟随转动一定角度。
根据后舵面偏转坐标系84003与全机坐标系(如图3和4所示)的空间位置关系，利用节点空间坐标转换方程，将后舵面有限元模型中所有节点的坐标从全机坐标系下的坐标值变换为偏转坐标系84003下的坐标值，建立后舵面有限元节点位置和偏转坐标系之间的相对关系。例如后舵面翼尖后缘节点在全机坐标系中的坐标值为：(31148.99、0.0、5135.0)，变换到偏转坐标系84003下的坐标值为(452.03、0.0、2634.87)，当偏转坐标系84003绕Z轴转动一定角度时，后舵面节点与其相对位置关系不变，跟随转动一定角度。
步骤三：步骤一中偏转坐标系83003和84003分别依据其原点、Z轴上1点及ZX轴平面内1点建立，这三个参考点的坐标均参照全机坐标系。依据前舵面偏转坐标系83003与全机坐标系的空间位置关系，利用节点空间坐标转换方程，将后舵面偏转坐标系84003三个参考点的坐标从全机坐标系下的坐标值变换为偏转坐标系83003下的坐标值，建立后舵面偏转坐标系84003与前舵面偏转坐标系83003之间的相对关系，当前舵面偏转坐标系83003绕Z轴偏转一定角度后，后舵面偏转坐标系84003跟随转动一定角度。
步骤四、某载荷工况下双铰链舵面偏转角度为20度，将偏转坐标系83003和84003分别沿其Z轴偏转20度，得到偏转20度下的偏转坐标系，然后将步骤二得到的变换节点参考坐标系的中立位置双铰链舵面模型至于该偏转坐标系下，即可得到偏转后的双铰链有限元模型，如图5和6所示。
在偏转大量双铰链舵面有限元模型时，仅需编程对坐标系83003和84003进行转动，而不用对舵面有限元模型节点的坐标进行修改，大大减少工作量。

Claims (4)

1.一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法，所述方法用于对大量双铰链舵面有限元模型进行偏转，其特征在于所述的方法包括如下步骤：
步骤1、在双铰链舵面中立位置前、后舵面的有限元模型中分别建立偏转坐标系83003和84003，且坐标系83003和84003的Z轴分别与前、后舵面的转轴重合；
步骤2、根据前舵面偏转坐标系83003与全机坐标系的空间位置关系，利用节点空间坐标转换方程，将前舵面有限元模型中所有节点的坐标从全机坐标系下的坐标值变换为偏转坐标系83003下的坐标值，建立前舵面有限元节点位置和偏转坐标系之间的相对关系；当偏转坐标系83003绕Z轴转动一定角度时，前舵面节点与其相对位置关系不变，跟随转动一定角度；
根据后舵面偏转坐标系84003与全机坐标系的空间位置关系，利用节点空间坐标转换方程，将后舵面有限元模型中所有节点的坐标从全机坐标系下的坐标值变换为偏转坐标系84003下的坐标值，建立后舵面有限元节点位置和偏转坐标系之间的相对关系；当偏转坐标系84003绕Z轴转动一定角度时，后舵面节点与其相对位置关系不变，跟随转动一定角度；
步骤3、步骤一中偏转坐标系83003和84003分别依据其原点、Z轴上1点及ZX轴平面内1点建立，这三个参考点的坐标均参照全机坐标系；依据前舵面偏转坐标系83003与全机坐标系的空间位置关系，利用节点空间坐标转换方程，将后舵面偏转坐标系84003三个参考点的坐标从全机坐标系下的坐标值变换为偏转坐标系83003下的坐标值，建立后舵面偏转坐标系84003与前舵面偏转坐标系83003之间的相对关系，当前舵面偏转坐标系83003绕Z轴偏转一定角度后，后舵面偏转坐标系84003跟随转动一定角度；
步骤4、根据各载荷工况下舵面的偏转角度，将坐标系83003和84003沿Z轴进行相应角度偏转，得到偏转后的坐标系1和2，然后将步骤二得到的变换节点参考坐标系的中立位置双铰链舵面模型至于该偏转坐标系下，即可得到偏转后的双铰链有限元模型。
2.根据权利要求1所述的一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法，其特征为：采用PATRAN软件的PCL语言实现飞机双铰链舵面的偏转。
3.根据权利要求2所述的一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法，其特征为：在基于PATRAN软件实现飞机双铰链舵面的偏转***内预置有每种飞机载荷情况下舵面对应的偏转角度。
4.根据权利要求2所述的一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法，其特征为：对于多种载荷情况，各载荷情况偏转坐标系输出到不同的偏转坐标系文件，文件名称采用载荷情况号。
CN201611161863.2A 2016-12-15 2016-12-15 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法 Active CN106777689B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611161863.2A CN106777689B (zh) 2016-12-15 2016-12-15 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611161863.2A CN106777689B (zh) 2016-12-15 2016-12-15 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106777689A CN106777689A (zh) 2017-05-31
CN106777689B true CN106777689B (zh) 2021-05-07

Family

ID=58891752

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611161863.2A Active CN106777689B (zh) 2016-12-15 2016-12-15 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106777689B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107451337A (zh) * 2017-07-07 2017-12-08 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种襟翼偏转坐标系建立方法
CN110717222B (zh) * 2019-10-24 2023-03-14 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机舵面铰链力矩的确定方法
CN112572822A (zh) * 2020-12-04 2021-03-30 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 一种大展弦比机翼后缘舵面展向间隙确定方法
CN112591132A (zh) * 2020-12-24 2021-04-02 江西洪都航空工业股份有限公司 一种飞机舵面转动惯量坐标变换方法
CN112810835B (zh) * 2020-12-29 2022-11-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种活动面静力载荷试验中支点变形施加方法
CN112711809B (zh) * 2020-12-29 2024-04-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种舵面载荷筛选方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101915563A (zh) * 2010-07-20 2010-12-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机舵偏转角测量方法
CN102592007A (zh) * 2011-12-30 2012-07-18 成都飞机工业（集团）有限责任公司 用于飞行控制律设计调参的无人机对象模型建模方法
CN104613824A (zh) * 2015-01-23 2015-05-13 北京电子工程总体研究所 一种用于提高导弹栅格舵舵面快速展开能力的展开方法
CN105910495A (zh) * 2016-05-09 2016-08-31 哈尔滨工业大学 基于性能指标的面向效能的导弹武器***设计方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101520814B (zh) * 2009-04-13 2012-01-18 清华大学 一种采用耦合的变截面梁等效铰链波纹管的设计方法
CN101625571B (zh) * 2009-07-25 2010-12-29 大连理工大学 一种模拟自旋式飞行器六自由度运动的方法
CN103569346B (zh) * 2013-11-13 2016-04-20 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种舰载运输类飞机的垂尾结构
EP3020629A1 (de) * 2014-11-14 2016-05-18 Airbus Defence and Space GmbH Konstruktionsverfahren für eine Hebelkinematik, Verwendungen desselben und entsprechendes Computerprogrammprodukt
CN105138828B (zh) * 2015-08-13 2018-06-29 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种双铰链舵面铰链力矩导数估算方法
CN105423910B (zh) * 2015-12-28 2019-03-15 中国航天空气动力技术研究院 飞机舵面偏转角度测量装置和方法
CN106156444A (zh) * 2016-07-27 2016-11-23 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机气动载荷处理方法及飞机强度计算方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101915563A (zh) * 2010-07-20 2010-12-15 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机舵偏转角测量方法
CN102592007A (zh) * 2011-12-30 2012-07-18 成都飞机工业（集团）有限责任公司 用于飞行控制律设计调参的无人机对象模型建模方法
CN104613824A (zh) * 2015-01-23 2015-05-13 北京电子工程总体研究所 一种用于提高导弹栅格舵舵面快速展开能力的展开方法
CN105910495A (zh) * 2016-05-09 2016-08-31 哈尔滨工业大学 基于性能指标的面向效能的导弹武器***设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN106777689A (zh) 2017-05-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106777689B (zh) 一种基于有限元模型的飞机双铰链舵面偏转方法
CN108803316B (zh) 针对多智能体***执行器故障的主动容错控制方法
Dufour et al. Real-time simulation technologies in education: a link to modern engineering methods and practices
CN108919835A (zh) 无人飞行器编队的控制方法、装置及控制器
CN104765312B (zh) 飞行器可重构控制***实现方法
CN109460596A (zh) 一种飞翼无人机非线性载荷计算方法
CN108647442B (zh) 一种基于辅助输出的六旋翼无人机故障估计方法
CN113505434B (zh) 基于气动力数学模型的飞行器设计制造方法及其飞行器
CN103984803B (zh) 一种有限元载荷施加方法
CN104020670B (zh) 基于支持向量机的三自由度直升机容错控制装置及方法
CN110355750B (zh) 面向遥操作手眼协调的交互控制方法
CN109507890A (zh) 一种基于eso的无人机动态逆广义预测控制器
CN109062079A (zh) 基于ros的水下机器人多自由度运动控制的仿真方法
CN105404744A (zh) 一种空间机械臂全状态动力学半物理仿真***
CN110333733A (zh) 一种四旋翼飞行器的串级变论域模糊pid姿态控制***及方法
EP2872954A1 (en) A method for programming an industrial robot in a virtual environment
CN108181836A (zh) 一种针对柔性Timoshenko梁机械臂抗饱和的边界控制方法
CN110826208B (zh) 一种气动数值模拟加速收敛方法
Hamandi et al. Omni-plus-seven (O7+): An omnidirectional aerial prototype with a minimal number of unidirectional thrusters
CN110286607B (zh) 一种航天器姿控喷管故障数据生成***及方法
CN108828937B (zh) 基于指数增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法
CN104504227A (zh) 锻造液压机多维虚拟样机协同仿真方法及***
Tesfahunegn et al. Surrogate-based airfoil design with space mapping and adjoint sensitivity
CN112347561A (zh) 飞行器的静气动弹性分析方法、装置、设备和存储介质
CN108958270A (zh) 飞行器自抗扰控制方法和装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant