專利名稱：一種飛機位姿的三維實時顯示方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空強度試驗技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及到一種飛機位姿的三維實時顯示方法。
背景技術(shù)：
對于試驗產(chǎn)生的測量數(shù)據(jù)都要通過可視化手段進行分析，由于采集通道的限制，采集到的試驗數(shù)據(jù)通常無法反應(yīng)結(jié)構(gòu)的拓撲形狀，一般通過繪制各個通道采集數(shù)據(jù)的二維曲線圖來顯示試驗結(jié)果。二維曲線的顯示步驟包括通過測量采集設(shè)備獲取測量值及該測量值的相關(guān)量，如時間或加載步；將獲取的測量值和相關(guān)量存儲并管理起來；將測量值作為Y值，測量相關(guān)量作為X值，在XY平面內(nèi)繪制測量值-相關(guān)量的二維曲線。也有以有限的測量點數(shù)據(jù)為標準，通過數(shù)據(jù)映射或插值獲得有限元模型上其他點值，再通過三維可視化來顯示試驗結(jié)果。三維可視化的顯示步驟為在試驗前，先進行有限元預(yù)估計算，得到一輪預(yù)估計算結(jié)果；通過測量采集設(shè)備獲取某一時間或加載步的測量值；將試驗測量數(shù)據(jù)與預(yù)估計算結(jié)果進行比較，根據(jù)經(jīng)驗修改有限元模型中的一些參數(shù)，再進行計算；對第三步進行迭代，直至誤差在10%以內(nèi)，認為滿足工程設(shè)計要求；對迭代計算得到的結(jié)果進行三維可視化處理，并認為這一結(jié)果的顯示就是試驗結(jié)果的三維顯示?，F(xiàn)有的兩種方法均存在一定的問題和缺點二維曲線圖的顯示方式不夠形象直觀，只能反映單個通道測量數(shù)據(jù)的隨時間或加載步的變化，不能給出試驗情況的一個整體印象；三維溫度場的顯示必須基于有限元模型的計算修正，迭代計算量大，只能對試驗過程中的某一步或最后一步試驗結(jié)果進行顯示；雖然目前能夠?qū)崿F(xiàn)溫度測量數(shù)據(jù)的三維顯示，由于迭代計算耗時長，無法做到試驗過程中的實時顯示；目前只實現(xiàn)了對溫度測量數(shù)據(jù)的三維顯示，還沒有實現(xiàn)對位移測量數(shù)據(jù)的三維顯示，而針對飛機位姿的三維實時顯示方法的研究目前還是一個空白。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的提供一種飛機位姿的三維實時顯示方法，能夠?qū)υ囼炛械娘w機姿態(tài)進行實時的三維顯示。技術(shù)方案一種飛機位姿的三維實時顯示方法，包括以下步驟步驟一、準備能夠反映飛機外形特征的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件采用NASTRAN的BDF格式中的GRID和CTRIA3卡片的全機有限元模型生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件；步驟二、將模型和位移測量點按結(jié)構(gòu)特點和部位分組對模型進行分組根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)的特點將全機結(jié)構(gòu)分解為相對簡單的部件，包括左機翼、右機翼、左平尾、右平尾以及機身和垂尾；
對位移測量點進行分組按照模型的分組情況，對全機布置的位移測量點分成對應(yīng)的大組，同時根據(jù)位移測量點的具體布置位置，按照基準線將大組分為若干小組；步驟三、通過測量采集設(shè)備獲取當(dāng)前加載步的測量值通過測量采集設(shè)備讀取各個位移測量點的位移值，作為位移場差值計算的離散點數(shù)據(jù)；步驟四、將獲取的測量值和當(dāng)前加載步信息存儲起來；步驟五、按步驟二所得大組使用當(dāng)前加載步的位移測量值對各大組進行插值，計算出各部件節(jié)點的位移值對左右機翼和左右平尾結(jié)構(gòu)進行面插值，對機身和垂尾結(jié)構(gòu)進行線性插值；步驟六、將各個大組的位移值組合起來得到整個飛機的位移場；步驟七、使用OpenGL對得到的位移場進行三維可視化處理，得到當(dāng)前加載步下飛機位姿的三維顯示效果；步驟八、對下一個加載步重復(fù)步驟三至步驟七，直至試驗結(jié)束。優(yōu)選地，步驟一還可以使用三角面片文件中的節(jié)點坐標和三角面片生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件。步驟五中對左右機翼和左右平尾結(jié)構(gòu)進行面插值具體為忽略位移在Z方向的變化，以前后梁的測量點作為基準線，將位移的分布近似看做直紋面，在X-Y平面內(nèi)對部件節(jié)點位移進行面插值；對機身和垂尾結(jié)構(gòu)進行線性插值具體為將機身和垂尾結(jié)構(gòu)視作一根梁，忽略位移在Y-Z平面上的變化，在X軸上對部件節(jié)點位移進行線性插值。有益效果本發(fā)明提出的飛機位姿的三維實時顯示方法，相比現(xiàn)有的二維曲線圖的顯示方式更加形象直觀，能夠使人對試驗產(chǎn)生一個整體印象。相比現(xiàn)有的三維溫度場顯示，首先，本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)對飛機位姿也就是位移場的三維顯示；其次，由于本方法采用的插值算法不需要通過結(jié)構(gòu)有限元模型的迭代計算即可獲得插值結(jié)果，相比之下，插值計算的效率大大提高，因此能夠?qū)υ囼炦^程中每一加載步的試驗結(jié)果進行三維實時顯示。


圖1飛機離散化幾何信息模型圖2測量點位置示意圖3飛機結(jié)構(gòu)按部件分組示意圖4機翼及平尾變形圖5飛機位姿圖6飛機位姿的三維實時顯示效果
具體實施例方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步詳細描述，請參閱圖1至圖6。一種飛機位姿的三維實時顯示方法，包括以下步驟步驟一、準備能夠反映飛機外形特征的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件采用NASTRAN的BDF格式中的GRID和CTRIA3卡片的全機有限元模型生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件；NASTRAN為商業(yè)有限元分析軟件，BDF格式文件為其常用作業(yè)文件，GRID卡片用于描述節(jié)點信息，CTRIA3卡片用于描述三角形單元信息。
步驟二、將模型和位移測量點按結(jié)構(gòu)特點和部位分組對模型進行分組根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)的特點將全機結(jié)構(gòu)分解為相對簡單的部件，包括左機翼、右機翼、左平尾、右平尾以及機身和垂尾；對位移測量點進行分組按照模型的分組情況，對全機布置的位移測量點分成對應(yīng)的大組，同時根據(jù)位移測量點的具體布置位置，按照基準線將大組分為若干小組；基準線按部件的結(jié)構(gòu)特點有所不同，按照圖2給出的試驗測量點的分布情況，左右機翼和左右平尾將前梁和后梁作為兩條基準線，機身和垂尾將機身的中線作為基準線。步驟三、通過測量采集設(shè)備獲取當(dāng)前加載步的測量值通過測量采集設(shè)備讀取各個位移測量點的位移值，作為位移場差值計算的離散點數(shù)據(jù)；步驟四、將獲取的測量值和當(dāng)前加載步信息存儲起來；步驟五、按步驟二所得大組使用當(dāng)前加載步的位移測量值對各大組進行插值，計算出各部件節(jié)點的位移值對左右機翼和左右平尾結(jié)構(gòu)進行面插值，對機身和垂尾結(jié)構(gòu)進行線性插值；步驟六、將各個大組的位移值組合起來得到整個飛機的位移場；步驟七、使用OpenGL對得到的位移場進行三維可視化處理，得到當(dāng)前加載步下飛機位姿的三維顯示效果；OpenGL是一個專業(yè)的圖形程序接口，定義了一個跨編程語言、跨平臺的編程接口規(guī)格，是一個功能強大，調(diào)用方便的底層圖形庫。步驟八、對下一個加載步重復(fù)步驟三至步驟七，直至試驗結(jié)束。優(yōu)選地，步驟一還可以使用三角面片文件中的節(jié)點坐標和三角面片生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件。步驟五中對左右機翼和左右平尾結(jié)構(gòu)進行面插值具體為忽略位移在Z方向的變化，以前后梁的測量點作為基準線，將位移的分布近似看做直紋面，在X-Y平面內(nèi)對部件節(jié)點位移進行面插值；對機身和垂尾結(jié)構(gòu)進行線性插值具體為將機身和垂尾結(jié)構(gòu)視作一根梁，忽略位移在Y-Z平面上的變化，將機身中心線作為基準線，在X軸上對部件節(jié)點位移進行線性插值。下面結(jié)合

本發(fā)明的具體實施例，請參閱圖1至圖6。步驟一、準備能夠反映飛機外形特征的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件采用NASTRAN的BDF格式中的GRID和CTRIA3卡片的全機有限元模型生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件；使用三角面片文件中的節(jié)點坐標和三角面片生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件。采用飛機的有限元節(jié)點及網(wǎng)格作為插值對象的離散化幾何信息模型，該模型包含機翼、尾翼、機身等主要結(jié)構(gòu)。X軸正方向為逆航向，Y軸正方向為展向向左，Z軸正方向豎直向上。模型如圖1所示。步驟二、將模型和位移測量點按結(jié)構(gòu)特點和部位分組整架飛機的模型結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜，直接進行位移插值計算難度比較大，不易得到合理的插值結(jié)果。位移測量點的分布情況如圖2所示。根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)的特點及位移測量點分布情況將全機結(jié)構(gòu)分解為相對簡單的部件，包括左右機翼，左右平尾及機身和垂尾的五個部分如圖3所示，再分別對各個部分進行位移插值計算。按照模型的分組情況，對全機布置的位移測量點分成對應(yīng)的大組，同時根據(jù)位移測量點的具體布置位置，按照基準線將大組分為若干小組，以方便插值計算，分組情況如表I所示。
表I位移測量點分組情況
權(quán)利要求
1.一種飛機位姿的三維實時顯示方法，其特征在于，包括以下步驟 步驟一、準備能夠反映飛機外形特征的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件采用NASTRAN的BDF格式中的GRID和CTRIA3卡片的全機有限元模型生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件； 步驟二、將模型和位移測量點按結(jié)構(gòu)特點和部位分組 對模型進行分組根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)的特點將全機結(jié)構(gòu)分解為相對簡單的部件，包括左機翼、右機翼、左平尾、右平尾以及機身和垂尾； 對位移測量點進行分組按照模型的分組情況，對全機布置的位移測量點分成對應(yīng)的大組，同時根據(jù)位移測量點的具體布置位置，按照基準線將大組分為若干小組； 步驟三、通過測量采集設(shè)備獲取當(dāng)前加載步的測量值通過測量采集設(shè)備讀取各個位移測量點的位移值，作為位移場差值計算的離散點數(shù)據(jù)； 步驟四、將獲取的測量值和當(dāng)前加載步信息存儲起來； 步驟五、按步驟二所得大組使用當(dāng)前加載步的位移測量值對各大組進行插值，計算出各部件節(jié)點的位移值對左右機翼和左右平尾結(jié)構(gòu)進行面插值，對機身和垂尾結(jié)構(gòu)進行線性插值； 步驟六、將各個大組的位移值組合起來得到整個飛機的位移場； 步驟七、使用OpenGL對得到的位移場進行三維可視化處理，得到當(dāng)前加載步下飛機位姿的三維顯示效果； 步驟八、對下一個加載步重復(fù)步驟三至步驟七，直至試驗結(jié)束。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機位姿的三維實時顯示方法，其特征在于，步驟一還可以使用三角面片文件中的節(jié)點坐標和三角面片生成能夠反映飛機外形的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種飛機位姿的三維實時顯示方法，其特征在于，步驟五中對左右機翼和左右平尾結(jié)構(gòu)進行面插值具體為忽略位移在Z方向的變化，以前后梁的測量點作為基準線，將位移的分布近似看做直紋面，在X-Y平面內(nèi)對部件節(jié)點位移進行面插值；對機身和垂尾結(jié)構(gòu)進行線性插值具體為將機身和垂尾結(jié)構(gòu)視作一根梁，忽略位移在Y-Z平面上的變化，在X軸上對部件節(jié)點位移進行線性插值。
全文摘要
本發(fā)明屬于航空強度試驗技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種飛機位姿的三維實時顯示方法，包括準備能夠反映飛機外形特征的網(wǎng)格/節(jié)點模型文件的步驟，將模型和位移測量點按結(jié)構(gòu)特點和部位分組的步驟，通過測量采集設(shè)備獲取當(dāng)前加載步的測量值的步驟，計算出各部件節(jié)點的位移值的步驟，將各個大組的位移值組合起來得到整個飛機的位移場的步驟，得到當(dāng)前加載步下飛機位姿的三維顯示效果的步驟。本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)對飛機位姿也就是位移場的三維顯示；其次，由于本方法采用的插值算法不需要通過結(jié)構(gòu)有限元模型的迭代計算即可獲得插值結(jié)果，相比之下，插值計算的效率大大提高，因此能夠?qū)υ囼炦^程中每一加載步的試驗結(jié)果進行三維實時顯示。
文檔編號G06F17/50GK103020351SQ201210528619
公開日2013年4月3日 申請日期2012年12月10日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月10日
發(fā)明者姚剛, 張生貴 申請人:中國飛機強度研究所