[发明专利]一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统

说明书

本发明公开了一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统，所述方法包括如下步骤：判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；当通过压心位置进行静力试验加载时，得到压心的线性方程组；得到压心坐标；当通过加载点位置输入确定试验载荷，得到各站位更新后三方向力和力矩；得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得输入加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。本发明提高试验载荷设计的精度和可靠性。

技术领域

本发明属于结构强度试验载荷设计技术领域，尤其涉及一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统。

背景技术

随着航空航天技术的飞速发展，对飞行器的性能和功能要求越来越高，越来越多的具有新颖气动外形的飞行器不断出现，升力与阻力变化范围巨大，升阻比变化范围也巨大，具有多方向分布载荷的特点，传统基于杠杆力矩分配方法已不能完全满足结构强度试验的载荷设计要求，应用于该领域的试验载荷设计开始向真实可靠的载荷优化设计转移。载荷优化设计是现代载荷设计技术中的一种创新设计思想，该方法将现代计算力学、数值分析与数学规划等理论相结合，以具有大存储量和高速处理能力的计算机为设计平台，科学、自动、可靠、高精度而高效地进行试验设计，求解出满足各种约束条件下的最佳试验载荷方案。

拥有不同气动外形的蒙皮框梁结构是航空航天飞行器结构的最主要的结构形式，设计过程中，对其轻质化以及各性能指标的要求均非常严格。静力试验又叫测试试验，通过试验过程中的观察以及对结构在静载荷作用下的强度、刚度以及应力、变形分布情况等试验结果的研究，是验证结构强度、刚度和静力分析正确性的关键手段。同样整体结构的强度和刚度是结构优化设计的关键参数。通过真实模拟受气动载荷等分布载荷状态下的静力试验通常被认为是结构安全性的基础。然而，在传统的载荷设计中一般多采用杠杆力矩分配方法，仅能考虑升力方向的气动等分布载荷，少有考虑多方向气动等分布载荷的试验载荷设计方法，更无法评估试验载荷的误差。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种误差优化的静力试验载荷设计方法及系统，提出了新型的分布载荷转换为集中载荷的试验载荷设计方法，采用通过定义力向量和力矩向量之间夹角余弦的平方来评价输入分布载荷的误差，方便气动载荷等分布力的静力试验直接在压心加载。采用误差评价和误差优化技术得到试验载荷，便于载荷加载点的调整和试验的实施，提高试验载荷设计的精度和可靠性。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种误差优化的静力试验载荷设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：判断是通过压心位置进行静力试验加载还是通过加载点位置输入确定试验载荷；步骤二：当通过压心位置进行静力试验加载时，根据气动力矩平衡方程得到压心的线性方程组；步骤三：预设压心处于站位面上，根据各站位的位置坐标得到压心求解的站位补充方程，根据压心求解的站位补充方程和压心的线性方程组得到联立方程，对联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；预设压心处于气动外形的轴线上，得到压心求解的轴线补充方程，根据压心求解的轴线补充方程和压心的线性方程组得到轴线联立方程，对轴线联立方程采用最小二乘法得到压心坐标；步骤四：当通过加载点位置输入确定试验载荷，根据加载方案指定加载点坐标以及力矩和力的平衡方程，对各站位积分载荷进行转换，得到各站位更新后三方向力和力矩；步骤五：通过各站位更新后的三方向力矩减去三方向力产生的力矩，得到各站位补充力矩；对各站位补充力矩进行转换，得到各站位的力偶；对各站位力偶进行累加，得到补充力；根据力矩平衡原理，得到补充力和补充力矩的平衡方程；步骤六：将步骤四中的试验点的三方向力产生的力矩减去步骤四中更新后三方向力矩，得到加载点三方向补充力矩；预设三方向力矩相对误差容限，根据约束条件，采用优化算法使得加载点三方向补充力矩最小，得到三方向补充力，对补充力进行累加，得到试验加载所需要的三方向力。

上述误差优化的静力试验载荷设计方法中，在步骤二中，气动力矩平衡方程为：