柔性机翼结构载荷评估方法、电子设备、存储介质及装置与流程

本发明属于柔性机翼飞行器设计，更具体地，涉及一种柔性机翼结构载荷评估方法、电子设备、存储介质及装置。

背景技术：

1、近年来，柔性机翼的使用场景与日俱增。然而，柔性机翼对结构载荷求解提出了大量待解决的问题。首先，对柔性机翼，尤其是具有大展弦比的机翼，在飞行过程中存在由机翼变形引发的载荷分布变化，这部分变化不仅包括了机翼结构变化造成的重量分布、局部过载的影响，同时也存在由空气动力重分布造成的气动载荷部分计算困难；其次，柔性机翼放大了机翼焦点和压力中心的偏移，进一步放大了气动载荷分布情况的误差值，进而导致了计算过程中飞机整体的不平衡；同时，柔性机翼的载荷与飞机的飞行状态高度相关，不同的飞行趋势下会产生相差较大的机翼载荷分布形式，这大大增加了机翼载荷和飞行姿态间的转换处理量。面对大量复杂的结构任务剖面输入，基于传统载荷分析方法考核结构强度存在遗漏和失真的可能，为结构设计带来隐性风险。

2、在明确柔性机翼的结构详细设计方案后，首先需要解决的即为对机翼进行柔性变形建模。在常用结构变形分析过程中，需要基于结构试验结果，通过对结构振动进行“拍照”截取特征参数，实现机翼结构的模态确认。一般来说，往往基于前期设计过程中的设计飞行范围，选取可能的空气、温度环境，对具有典型特征的参数点工况进行仿真，这种确认过程往往需要大量的数据输入，然而在工程实践过程中，通过柔性机翼飞行器结构试验得到的相关参数会受到试验场景的较大影响，试验场所的温湿度变化、试验过程的不可抗干扰情况、实际试验过程中的测量误差和传感器传输信道的额外干扰等，都会对试验结果的可信度造成相关的影响；在实际飞行过程中，柔性机翼存在复杂的变形方式。这些结构上的变形对气动载荷的分布形式会产生不同的影响，变形过大的情况下甚至会因为气动载荷重分配影响飞行器的飞行特性。一般来说，对于飞行器来说应尽量避免过大的机翼变形情况，以规避可能的飞行安全风险，因此在对气动载荷分布进行拟合的过程中，不会考虑幅度过大的气动载荷重分配情况，因此工程中常用开环的松耦合方法进行柔性机翼气动弹性特性的计算。但是，传统方法存在收敛速度上的限制，即要求机翼气动载荷分布形式和变化率均保持一定的稳定性，随着机翼柔性增大，该方法的精确度和稳定性均会下降。

3、公开于本发明背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的一般背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

技术实现思路

1、本发明的目的是提出一种柔性机翼结构载荷评估方法、电子设备、存储介质及装置，实现对柔性机翼在机动过程中的的结构载荷分布进行精准评估，同时减少了评估时间，提高了评估的精确度，提高了柔性机翼结构设计效率。

2、为实现上述目的，本发明提出了一种柔性机翼结构载荷评估方法、电子设备、存储介质及装置。

3、根据本发明的第一方面，提出了一种柔性机翼结构载荷评估方法，包括：

4、获取柔性机翼的结构试验数据，并对所述结构试验数据进行降噪处理；

5、基于完成降噪处理的所述结构试验数据建立柔性机翼变形模型，得到所述柔性机翼的变形数据；

6、基于所述变形数据和回归模型建立柔性机翼气动载荷分布模型；

7、结合所述柔性机翼变形模型和所述柔性机翼气动载荷分布模型得到柔性机翼机动过程结构载荷分布计算模型，基于所述计算模型计算在机动过程中所述柔性机翼的结构载荷数据；

8、基于聚类分析法对所述结构载荷数据进行评估，并根据所述评估结果判断是否对所述计算模型进行修正，直到所述评估结果满足设计要求。

9、可选地，通过加权滤波法对所述结构试验数据进行降噪处理，包括：

10、通过窗口选取所述结构试验数据；

11、基于所述结构试验数据在实际结构试验过程中的影响因素确定滤波参数；

12、基于所述滤波参数对所述结构试验数据进行加权处理，去除所述结构试验数据的噪音数据。

13、可选地，对所述结构试验数据进行加权处理包括：

14、对所述结构试验数据进行结构化处理，得到结构试验数据分布图；

15、确定每个所述结构试验数据对应的数据点在所述结构试验数据分布图的坐标；

16、基于结构设计阶段的计算数据确定所述结构试验数据的理论中心点；

17、基于所述理论中心点并通过高斯分布法对每个所述数据点进行赋权；

18、基于所述滤波参数对每个所述数据点进行卷积，根据卷积结果确定并去除所述数据点中的所有噪音数据点。

19、可选地，所述对每个所述数据点进行卷积包括：

20、在以每个所述数据点的坐标为中心，卷积核大小为直径的卷积圆内对所有所述数据点的加权和进行累加，将累加结果除以所述卷积圆的权重和，判断计算结果是否小于设定值，若是，则确定所述数据点为噪音数据点。

21、可选地，建立所述柔性机翼气动载荷分布模型包括：

22、基于气动弹性算例和所述变形数据计算所述柔性机翼在机动过程的不同变形状态对应的机翼气动载荷分布数据；

23、基于有限元方法对所有所述气动载荷分布数据进行离散，获取典型变形条件对应的机翼气动载荷分布形式；

24、统合离散结果并基于局部来流攻角和侧滑角定义机翼气动特性；

25、基于多项式回归模型获取气动载荷因变量与所述机翼气动特性的回归特性；

26、基于局部过载因数和所述飞行动力学对所述多项式回归模型进行修正；

27、基于所述机翼气动载荷分布形式、所述回归特性和修正后的所述多项式回归模型建立所述柔性机翼气动载荷分布模型。

28、可选地，所述局部过载因数包括：

29、重心线加速度差引起的平移过载和角加速度差引起的转动过载的叠加；

30、基于所述机翼气动载荷分布形式计算飞行器重心过载，基于所述飞行器重心过载和所述飞行动力学确定所述柔性机翼各有限元处的局部过载因数。

31、可选地，所述聚类分析法包括：

32、k均值聚类算法；

33、基于所述k均值聚类算法计算所述结构载荷数据中的关键剖面载荷数据，进而判断所述聚类结果中的聚类组内的结构载荷数据量是否小于设定的结构载荷数据量阈值，若是，则所述聚类组内的结构载荷数据对应的机动过程和载荷分布存在问题。

34、根据本发明的第二方面，提出了一种柔性机翼结构载荷评估装置，包括：

35、获取与降噪处理模块，用于获取柔性机翼的结构试验数据，并对所述结构试验数据进行降噪处理；

36、第一建立模块，用于基于完成降噪处理的所述结构试验数据建立柔性机翼变形模型，得到所述柔性机翼的变形数据；

37、第二建立模块，用于基于所述变形数据和回归模型建立柔性机翼气动载荷分布模型；

38、结合与计算模块，用于结合所述柔性机翼变形模型和所述柔性机翼气动载荷分布模型得到柔性机翼机动过程结构载荷分布计算模型，基于所述计算模型计算在机动过程中所述柔性机翼的结构载荷数据；

39、评估与修正模块，用于基于聚类分析法对所述结构载荷数据进行评估，并根据所述评估结果判断是否对所述计算模型进行修正，直到所述评估结果满足设计要求。

40、根据本发明的第三方面，提出了一种电子设备，所述电子设备包括：

41、至少一个处理器；以及，

42、与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，

43、所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行第一方面任一所述的柔性机翼结构载荷评估方法。

44、根据本发明的第四方面，提出了一种非暂态计算机可读存储介质，该非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，该计算机指令用于使计算机执行第一方面任一所述的柔性机翼结构载荷评估方法。

45、本发明的有益效果在于：本发明通过对结构试验数据进行降噪处理，降低试验过程中的误差对试验结果产生的影响，提高了输入数据的可信度和准确度；通过完成降噪处理的结构试验数据建立柔性机翼变形模型，通过此柔性机翼变形模型能够得到精确度较高的柔性机翼的变形数据；通过变形数据和回归模型建立柔性机翼气动载荷分布模型，能够进一步提升气动载荷分布模型的计算精确度；通过将变形模型和气动载荷分布模型结合得到的柔性机翼机动过程结构载荷分布计算模型，实现对柔性机翼在机动过程中机翼载荷分布的计算，能够提高计算结果的准确度；基于聚类分析法对结构载荷数据进行评估，并根据评估结果判断是否对计算模型进行修正，能欧精准定位异常工况，减少评估和分析的时间，提升分析过程质量，提高了评估的精确度，提高了柔性机翼结构设计效率。

46、本发明的系统具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施方式中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施方式中进行详细陈述，这些附图和具体实施方式共同用于解释本发明的特定原理。