一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法

摘要

本发明公开了一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法，包括步骤：一、确定飞机结构试验件设计考虑的振动模态数量N；二、对飞机结构试验件进行有限元建模并进行模态分析；三、获取各阶模态对应的比例因子预估初值；四、计算各节点在第i阶模态的位移阈值初值；五、获取N组节点集并求交集，得到前N阶模态下的节点交集D；六、判断节点交集D是否为空集；七、计算各阶模态的对应的比例因子第j次调节值；八、计算各节点在第i阶模态的位移阈值第j次调节值；九、重复步骤五至八至节点交集D不为空集；十、选择节点交集D中与试验件参考点距离最大的节点作为静力加载点。本发明通过分析得静力加载点位置，降低对结构动力特性的影响。

说明书

技术领域

本发明属于飞机结构振动试验中静力加载点确定技术领域，具体涉及一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法。

背景技术

飞机飞行过程中受到的载荷非常复杂，如果飞机设计中结构强度不足，则会造成结构破坏，严重时造成飞行事故。因此，飞机在正式定型前需要通过地面试验对结构强度进行验证。机翼、垂尾等飞机典型结构不但受到定常的气动力，即静力载荷，同时也受到非定常气动力，即振动载荷，因此在试验验证中需要同时进行考虑。静力与振动的加载方式不同。静力加载一般采用液压作动筒进行，而振动加载常采用激振器进行，实际操作中需要将两种加载方式集成到一个加载系统中，开展静力叠加振动的联合加载试验。然而，静力加载采用液压作动筒的加载方式实际上改变了结构真实的边界条件，会对结构的动力学特性产生影响，即改变结构的固有频率和振型，从而降低了试验结果的可靠性，因此确定合适的飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点位置至关重要。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法，通过对飞机结构试验件的振动试验结构进行有限元建模，在有限元模型中对飞机结构试验件进行模态分析，获取飞机结构试验件的前N阶模态的振型，通过预估各阶模态的对应的比例因子并使用迭代方式调节各阶模态的对应的比例因子，计算各节点在第i阶模态的位移阈值，对各阶模态中模态位移取绝对值并与各自模态阈值比较，选取小于各自模态阈值的节点组成第i阶模态节点集，对得到的N组节点集进行求交集，得到前N阶模态下的节点交集，并使交集中存在节点，选择节点交集D中与试验件参考点距离最大的节点作为静力加载点，使静力载荷加载在飞机结构试验件的相对不动区，降低静力加载对结构动力学特性的影响，从而提高试验结果的可靠性，便于推广使用。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、确定静力叠加振动试验中飞机结构试验件设计考虑的振动模态数量为前N阶，N为正整数；

步骤二、对飞机结构试验件的振动试验结构进行有限元建模，所述振动试验结构包括飞机结构试验件，飞机结构试验件的一端通过试验件固定器固定，在有限元模型中对飞机结构试验件表面进行网格划分，每个网格的交叉点为一个节点，飞机结构试验件与试验件固定器连接的中点为试验件参考点；

在有限元模型中对飞机结构试验件进行模态分析，获取飞机结构试验件的前N阶模态的振型，即所有节点的前N阶模态位移

步骤三、预估各阶模态的对应的比例因子，获取各阶模态的对应的比例因子预估初值

步骤四、根据公式

步骤五、对各阶模态中模态位移取绝对值并与各自模态阈值比较，选取小于各自模态阈值的节点组成第i阶模态节点集

对得到的N组节点集进行求交集，得到前N阶模态下的节点交集D；

步骤六、判断节点交集D是否为空集，若节点交集D为空集，执行步骤七；若节点交集D为不为空集，执行步骤十；

步骤七、根据公式

步骤八、根据公式

步骤九、重复步骤五至步骤八，直至节点交集D不为空集；

步骤十、若节点交集D中有且只有一个节点，则该节点作为静力加载点；

若节点交集D中节点的数量大于1，选择节点交集D中与试验件参考点距离最大的节点作为静力加载点。

上述的一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法，其特征在于：所述各阶模态的对应的比例因子预估初值

上述的一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法，其特征在于：所述比例因子调节步长

本发明的有益效果是，通过对飞机结构试验件的振动试验结构进行有限元建模，在有限元模型中对飞机结构试验件进行模态分析，获取飞机结构试验件的前N阶模态的振型，通过预估各阶模态的对应的比例因子并使用迭代方式调节各阶模态的对应的比例因子，计算各节点在第i阶模态的位移阈值，对各阶模态中模态位移取绝对值并与各自模态阈值比较，选取小于各自模态阈值的节点组成第i阶模态节点集，对得到的N组节点集进行求交集，得到前N阶模态下的节点交集，并使交集中存在节点，选择节点交集D中与试验件参考点距离最大的节点作为静力加载点，使静力载荷加载在飞机结构试验件的相对不动区，降低静力加载对结构动力学特性的影响，从而提高试验结果的可靠性，便于推广使用。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明飞机结构试验件安装示意以及有限元模型图。

图2为本发明前N阶模态节点集合示意图。

图3为本发明前N阶模态节点集的交集结果示意图。

图4为本发明的方法流程框图。

附图标记说明:

1—飞机结构试验件； 2—试验件固定器； 3—试验件参考点；

4—节点。

具体实施方式

如图1至图4所示，本发明的一种飞机结构静力叠加振动试验中静力加载点确定方法，包括以下步骤：

步骤一、确定静力叠加振动试验中飞机结构试验件1设计考虑的振动模态数量为前N阶，N为正整数；

步骤二、对飞机结构试验件1的振动试验结构进行有限元建模，所述振动试验结构包括飞机结构试验件1，飞机结构试验件1的一端通过试验件固定器2固定，在有限元模型中对飞机结构试验件1表面进行网格划分，每个网格的交叉点为一个节点4，飞机结构试验件1与试验件固定器2连接的中点为试验件参考点3；

在有限元模型中对飞机结构试验件1进行模态分析，获取飞机结构试验件1的前N阶模态的振型，即所有节点4的前N阶模态位移

步骤三、预估各阶模态的对应的比例因子，获取各阶模态的对应的比例因子预估初值

步骤四、根据公式

步骤五、对各阶模态中模态位移取绝对值并与各自模态阈值比较，选取小于各自模态阈值的节点组成第i阶模态节点集

对得到的N组节点集进行求交集，得到前N阶模态下的节点交集D；

步骤六、判断节点交集D是否为空集，若节点交集D为空集，执行步骤七；若节点交集D为不为空集，执行步骤十；

步骤七、根据公式

步骤八、根据公式

步骤九、重复步骤五至步骤八，直至节点交集D不为空集；

步骤十、若节点交集D中有且只有一个节点4，则该节点4作为静力加载点；

若节点交集D中节点4的数量大于1，选择节点交集D中与试验件参考点3距离最大的节点4作为静力加载点。

本实施例中，所述各阶模态的对应的比例因子预估初值

本实施例中，所述比例因子调节步长

本发明使用时，通过对飞机结构试验件的振动试验结构进行有限元建模，在有限元模型中对飞机结构试验件进行模态分析，获取飞机结构试验件的前N阶模态的振型，通过预估各阶模态的对应的比例因子并使用迭代方式调节各阶模态的对应的比例因子，计算各节点在第i阶模态的位移阈值，对各阶模态中模态位移取绝对值并与各自模态阈值比较，选取小于各自模态阈值的节点组成第i阶模态节点集，对得到的N组节点集进行求交集，得到前N阶模态下的节点交集，并使交集中存在节点，选择节点交集D中与试验件参考点距离最大的节点作为静力加载点，使静力载荷加载在飞机结构试验件的相对不动区，降低静力加载对结构动力学特性的影响，从而提高试验结果的可靠性。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。