一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法及装置

技术领域

本发明实施例涉及仿真模型技术领域，尤其涉及一种用于风洞模型试验模型有限元修正方法及装置。

背景技术

在航空领域中，飞机在飞行过程中机翼在气动力的作用下会发生形变，这种变形会引起机翼气动力变化，反过来又改变机翼变形量，直至机翼结构达到一种静平衡状态。这种结构与气动力耦合作用的现象被称为静气动弹性效应。在民用客机的风洞试验中，试验模型的后掠机翼在气动力作用下也会产生类似的静气弹变形。这种变形所引起的模型机翼气动力变化量会降低试验数据的准确性。

为解决上述问题，一般结合计算流体力学方法和结构有限元分析方法，多次迭代求解模型机翼的静气弹变形以及所引起的气动力变化量。在对机翼进行有限元建模时，传统方法是采用线性梁模型或者三维体单元模型。前者只能近似模拟机翼的刚度特性，对线弹性变形求解有较好的精度，但是对非线性大变形则无能为力。后者能够较好地模拟机翼的刚度特性，但针对复杂结构的三维网格划分难度很大，同时有限元计算量成指数级别增长。如何平衡模型的精度和计算量是一个有待解决的问题。

发明内容

本发明实施例提供一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正的方法、装置、设备及存储介质，以提高模型精度。

第一方面，本发明实施例提供了一种用于风洞试验模型机翼有限元刚度修正的方法，所述用于风洞试验模型机翼有限元刚度修正的方法包括：

根据预确定静载荷，对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量机翼模型的变形量；

根据所述机翼模型的结构，建立机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型；

根据静加载试验的约束条件和所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量；

根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

第二方面，本发明实施例还提供了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置，该用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置包括：

测量模块，用于根据预确定静载荷，对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量机翼模型的变形量；

模型建立模块，用于根据所述机翼模型的结构，建立机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型；

变形量确定模块，用于根据静加载试验的约束条件和所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量；

修正模块，用于根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

第三方面，本发明实施例还提供了一种设备，该设备包括：

一个或多个处理器；

存储装置，用于存储一个或多个程序，

当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现如本发明实施例中任一所述的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法。

第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如本发明实施例中任一所述的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法。

本发明实施例提供了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法、装置、设备及存储介质，通过根据预确定静载荷，对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量机翼模型的变形量；根据所述机翼模型的结构，建立机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型；根据静加载试验的约束条件和所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量；根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵，解决了现有技术中建模精度低以及计算量较大的问题，通过模拟静加载试验的约束条件和几何非线性有限元杂交梁模型建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算得到机翼形变的变形量，通过与试验结果的对比验证来修正几何非线性有限元杂交梁模型，提高几何非线性有限元杂交梁模型的精度，利用上述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型实现了对机翼非线性大变形的准确预测，计算量小，同时自动计算机翼刚度矩阵，提高了工作效率，降低了数据处理的复杂度。

附图说明

图1是本发明实施例一中的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法的流程图；

图2是本发明实施例二中的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法的流程图；

图3是本发明实施例二中的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法中机翼截面内二维四边形有限元单元的示例图；

图4是本发明实施例二中的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法中确定刚度矩阵的实现流程图；

图5是本发明实施例二中的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法中模拟静加载试验的有限元模型的示例图；

图6是本发明实施例三中的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置的结构示意图；

图7是本发明实施例四中的一种设备的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

实施例一

图1为本发明实施例一提供的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法的流程图，本实施例可适用于模型修正的情况，且适用于任意材质风洞试验模型的机翼有限元模型的修正，该方法可以由用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置来执行，具体包括如下步骤：

步骤S110、根据预确定静载荷，对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量机翼模型的变形量。

通过对缩比飞机风洞试验模型的机翼施加一定作用力使其发生形变，得到实际形变量即为机翼模型的变形量，步骤如下：使用支座把风洞试验模型机身固定住；在模型机翼的单侧机翼选定不少于5个展向站位(机翼截面)，通过卡板、钢索和杠杆连接模型机翼和加载作动筒；以逐级缓慢加载方式控制加载作动筒向上提拉机翼，使之产生弯扭变形；当加载载荷达到预确定静载荷大小时，记录模型机翼前后缘标识点的竖直位移，计算出模型机翼标识点所在展向站位的变形量，即为机翼模型的变形量。对模型飞机的机翼施加一定作用力是进行模型机翼的静加载试验，此时施加的设定作用力、固定模型机身、选定展向站位、通过卡板、钢索和杠杆连接模型机翼和加载作动筒，作为模拟静加载试验的约束条件和设定作用力的参照标准，方便后续修正机翼有限元模型。

步骤S120、根据所述机翼模型的结构，建立机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型。

在本实施例中，机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型可以理解为预先确定好的机翼结构离散化的数字模型，可以被用于翼形变量的分析。根据对机翼模型的结构进行分析，例如机翼展向、机翼的翼形，构建机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型。

步骤S130、根据静加载试验的约束条件和所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量。

在本实施例中，模拟静加载试验是指通过计算机模拟机翼发生形变的数值仿真分析；约束条件可以理解为模拟机翼形变时为机翼有限元模型中的机翼结构设置的参数，例如，在机翼有限元模型根部设置固定支撑边界条件，在机翼安装卡板的截面，加入刚体单元和梁单元模拟实际中向机翼施加作用力时所使用的钢索和杠杆。

建立好可以用来模拟机翼发生形变的机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，在机翼几何非线性有限元杂交梁模型根部设置静加载试验的约束条件，得到模拟静加载试验的有限元模型，然后进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量。约束条件根据试验需求选择或者设置，可以在设置一次后保存，后续进行有限元模型的修正或者根据有限元模型预测机翼形变时不需要再次设置。机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型可以预测形变量较大的非线性形变。

步骤S140、根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

机翼发生形变后，根据形变前和形变后的位置确定机翼模型在预确定静载荷下的变形量，变形量包括竖直位移和扭转角。判断变形量是否在误差允许范围，进而判断有限元模型是否精确，如果误差较大，根据机翼模型在预确定静载荷下的变形量对有限元模型刚度矩阵进行修正。

本发明实施例提供了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法，提高有限元模型的精度，利用上述机翼有限元模型实现了对机翼非线性大变形的形变量的预测，解决了传统有限元模型无法预测非线性的大变形的问题，计算量较小，提高了工作效率，降低了数据处理的复杂度。

进一步地，根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度的方式可以是：根据所述机翼模型的测量变形量与所述模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值，修正所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

几何非线性有限元杂交梁模型包括了刚度矩阵，刚度的精确度代表了几何非线性有限元杂交梁模型的精确度，所以根据机翼模型的测量变形量和模拟静加载试验的机翼模型变形量的大小关系确定刚度矩阵是否精确，如果不精确，根据机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值对刚度矩阵进行修正，进而实现对几何非线性有限元杂交梁模型的刚度修正。

进一步地，根据所述机翼模型的测量变形量与所述模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值，修正所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵的方式可以是：

若所述机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值大于预设阈值，根据所述测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量的比值确定刚度修正的比例因子；将所述比例因子乘以原来计算的刚度矩阵得到新的刚度矩阵，重新进行模拟静加载试验的数值仿真计算，直到所述机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值小于预设阈值，停止迭代计算，完成风洞试验机翼模型刚度修正。

在本实施例中，预设阈值可以理解为预先设定误差允许范围；比例因子可以理解为弹性形变量与预设形变量的比值。

计算机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量之间差值，如果差值大于预设阈值，说明几何非线性有限元杂交梁模型预测的变形量不准确，需要对几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵进行修正，计算机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量的比值，将比值作为比例因子，令比例因子乘以刚度矩阵，得到的乘积作为新的刚度矩阵，这样得到第一次修正的几何非线性有限元杂交梁模型，但是几何非线性有限元杂交梁模型的新的刚度矩阵并不确定是否精确，重新进行模拟静加载试验的数值仿真计算，得到机翼的变形量，并再次判断变形量与测量变形量之差是否大于预设阈值，如果仍然大于预设阈值，继续修正直到机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值小于预设阈值，停止迭代计算，完成风洞试验机翼模型刚度修正。

通过对几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵进行修正，得到高精度的几何非线性有限元杂交梁模型，以便通过几何非线性有限元杂交梁模型预测机翼的变形量，进而根据变形量确定气动力变化量，修正风洞试验的试验数据。

实施例二

图2为本发明实施例二提供的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法的流程图。本实施例的技术方案在上述技术方案的基础上进一步细化，具体主要包括如下步骤：

步骤S210、根据预确定静载荷，对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量机翼模型的变形量。

步骤S220、根据来流方向的翼型确定沿机翼展向不同站位的形心位置，得到机翼模型的弹性轴线。

步骤S230、垂直于所述弹性轴线切割机翼，获取沿机翼展向设定数量的机翼截面，展向站位位置由截面形状的复杂程度确定。

在本实施例中，设定数量可以是40、60等任意数量，为保证有限元模型的准确性，本申请实施例中的设定数量至少为40个。

沿着机翼展向对机翼进行切割，选取设定数量的机翼截面，各机翼截面垂直于机翼的几何形心线(机翼截面平行于飞机中两个机翼的对称线)。

步骤S240、针对每个机翼截面进行有限元离散处理，采用可变节点数的二维有限元单元得到各所述机翼截面的二维有限元模型。

在本实施例中，二维有限元单元可以理解为三角形、四边形等图形。将得到的各机翼截面进行有限元离散处理，采用3到9节点可变节点数的二维有限元单元准确描述任意复杂截面形状，得到各机翼截面的二维有限元模型，本申请实施例中的二维有限元单元以二维四边形有限元单元为例。示例性的，图3给出了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法中机翼截面内二维四边形有限元单元的示例图，机翼截面被离散成多个二维四边形有限元单元。

步骤S250、沿机翼弹性轴线，将模型机翼进行有限元离散处理，采用新型几何非线性有限元杂交梁单元建模，杂交梁单元由机翼截面的二维有限元模型和机翼展向的三维非线性梁单元组成。

本申请实施例中的三维非线性梁单元是相邻两个截面之间的非线性梁单元，非线性梁单元用来模拟真实的机翼发生形变时两个截面之间的杠杆，根据各机翼截面中的各二维有限元单元的坐标确定三维非线性梁单元。

步骤S260、根据各所述二维有限元单元确定杂交梁单元建模所需的刚度矩阵和各所述机翼截面中相邻两个截面之间的三维非线性梁单元确定机翼模型的非线性变形。

进一步地，图4提供了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法中确定刚度矩阵的实现流程图，根据各所述平面单元确定刚度矩阵具体包括如下步骤：

步骤S261、根据截面形状复杂程度，选择二维有限元单元的节点数，确定二维有限元单元的精度，离散机翼截面确定节点截面内的相对坐标，给定材料属性，确定对应的各机翼截面的有限元数据。

在本实施例中，根据截面形状复杂程度，选择二维有限元单元的节点数，优选的，节点数选择3-9节点，确定二维有限元单元的精度，通常为1阶精度到3阶精度，离散机翼截面确定节点截面内的相对坐标，给定材料属性(杨氏模量、泊松比和密度等参数)，确定对应的各机翼截面的有限元数据。。选择二维有限元单元的节点数的方式可以是：预先为不同的截面形状复杂程度设置对应的节点数，当获取到截面形状时，通过预设算法分析截面形状的复杂程度，确定复杂程度后，根据对应的映射关系确定节点数。

步骤S262、根据通过变分渐近算法所开发的有限元计算程序预测各个机翼截面的满秩刚度矩阵，将所述满秩刚度矩阵作为杂交梁单元建模所需的刚度矩阵。

通过变分渐近算法对数据进行降维建模，计算出各个机翼截面的满秩刚度矩阵。

步骤S263、通过预设算法对各个机翼截面的满秩刚度矩阵进行处理，得到机翼模型的待修正刚度曲线。

在本实施例中，刚度曲线是力与变形之间关系的体现，刚度曲线通过翘曲函数确定，翘曲函数为机翼截面三维应力与变形量之间的表达式。待修正刚度曲线可以理解为几何非线性有限元杂交梁模型的刚度曲线，此时的刚度曲线可能不准确，需要后续对其进行验证是否准确，并在不准确的情况下对其进行修正。预设算法可以集成在软件中，例如CroSect，通过将有限元数据输出到软件中，软件自动对数据进行处理，计算出各机翼截面的弯曲、扭转和剪切刚度以及相应的刚度耦合项，并确定各机翼截面的质心、剪切中心和刚心位置，自动处理生成整个机翼的待修正刚度曲线。

步骤S270、根据各所述包含二维有限元单元和三维非线性梁单元的杂交梁单元确定机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型。

各二维有限元单元和三维非线性梁单元构成杂交梁单元，根据杂交梁单元确定机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，刚度矩阵是机翼有限元模型所具有的特性，最终确定的机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型包括其刚度矩阵。

步骤S280、根据静加载试验的约束条件和所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量。

步骤S290、根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

示例性的，图5提供了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法中模拟静加载试验的有限元模型的示例图，在机翼有限元模型根部设置固定支撑边界条件；在机翼安装卡板的截面，加入刚体单元(竖线)和梁单元(与竖线相接的短横线)分别模拟实际控制机翼变形时所使用的钢索和杠杆，完成根据静加载试验的约束条件确定模拟静加载试验的有限元模型。然后通过刚体单元对机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型逐级缓慢加载，直至达到预确定静载荷，计算各机翼截面的变形量。此时的机翼截面是多个，所以得到变形量也是对应的多个机翼截面的，可以计算多个变形量与对应的测量得到的机翼模型的变形量之间的差值，进而实现对几何非线性有限元杂交梁模型的修正。由于多个变形量计算出来的差值可能存在一部分在预设阈值内，一部分不在预设阈值内，所以可以设置超过一定数量的差值不在预设阈值内，认为需要进行修正，或者只要存在差值大于预设阈值就需要进行修正，或者各差值的平均值大于预设阈值时需要进行修正，或者将各变形量取平均值、最大值、中位数等得到的值与测量得到的变形量进行比较，大于预设阈值时需要进行修正，以上为可选方式，在已知变形变量的条件下可以实现几何非线性有限元杂交梁模型的修正，本申请实施例对具体实施方式不作限定。

本发明实施例提供了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法，通过对机翼进行切割并进行离散处理得到二维有限元模型，通过包含二维有限元模型和三维非线性梁单元的杂交梁单元确定机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，实现了对机翼非线性大变形的形变量的预测，解决了传统有限元模型无法预测非线性的大变形的问题。通过对有限元模型进行修正解决了现有技术中机翼模型精度较低以及计算量较大的问题，根据变形量修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，提高机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的精度，计算量较小，提高了工作效率，降低了数据处理的复杂度。

实施例三

图6为本发明实施例三提供的一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置的结构示意图，该装置包括：测量模块31、模型建立模块32、变形量确定模块33和修正模块34。

其中，测量模块31，用于根据预确定静载荷，对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量机翼模型的变形量；模型建立模块32，用于根据所述机翼模型的结构，建立机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型；变形量确定模块33，用于根据静加载试验的约束条件和所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量；修正模块34，用于根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

本发明实施例提供了一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置，解决了现有技术中建模精度低以及计算量较大的问题，通过模拟静加载试验的约束条件和几何非线性有限元杂交梁模型建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算得到机翼形变的变形量，通过与试验结果的对比验证来修正几何非线性有限元杂交梁模型，提高几何非线性有限元杂交梁模型的精度，利用上述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型实现了对机翼非线性大变形的准确预测，计算量小，同时自动计算机翼刚度矩阵，提高了工作效率，降低了数据处理的复杂度。

进一步地，所述模型建立模块32，包括：

轴线确定单元，用于根据来流方向的翼型确定沿机翼展向不同站位的形心位置，得到机翼模型的弹性轴线；

截面确定单元，用于垂直于所述弹性轴线切割机翼，获取沿机翼展向设定数量的机翼截面，展向站位位置由截面形状的复杂程度确定；

有限元模型确定单元，用于针对每个机翼截面进行有限元离散处理，采用可变节点数的二维有限元单元得到各所述机翼截面的二维有限元模型；

建模单元，用于沿机翼弹性轴线，将模型机翼进行有限元离散处理，采用新型几何非线性有限元杂交梁单元建模，杂交梁单元由机翼截面的二维有限元模型和机翼展向的三维非线性梁单元组成；

变形确定单元，用于根据各所述二维有限元单元确定杂交梁单元建模所需的刚度矩阵和各所述机翼截面中相邻两个截面之间的三维非线性梁单元确定机翼模型的非线性变形；

杂交梁模型确定单元，用于根据各所述包含二维有限元单元和三维非线性梁单元的杂交梁单元确定机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型。

进一步地，变形确定单元，具体用于：根据截面形状复杂程度，选择二维有限元单元的节点数，确定二维有限元单元的精度，离散机翼截面确定节点截面内的相对坐标，给定材料属性，确定对应的各机翼截面的有限元数据；根据通过变分渐近算法所开发的有限元计算程序预测各个机翼截面的满秩刚度矩阵，将所述满秩刚度矩阵作为杂交梁单元建模所需的刚度矩阵；通过预设算法对各个机翼截面的刚度矩阵进行处理，得到机翼模型的待修正刚度曲线。

进一步地，所述修正模块34，具体用于：根据所述机翼模型的测量变形量与所述模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值，修正所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

进一步地，根据所述机翼模型的测量变形量与所述模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值，修正所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵，可通过下述方式实施：若所述机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值大于预设阈值，根据所述测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量的比值确定刚度修正的比例因子；将所述比例因子乘以原来计算的刚度矩阵得到新的刚度矩阵，重新进行模拟静加载试验的数值仿真计算，直到所述机翼模型的测量变形量与模拟静加载试验的机翼模型变形量之间的差值小于预设阈值，停止迭代计算，完成风洞试验机翼模型刚度修正。

本发明实施例所提供的用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置可执行本发明任意实施例所提供的用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。

实施例四

图7为本发明实施例四提供的一种设备的结构示意图，如图7所示，该设备包括处理器40、存储器41、输入装置42和输出装置43；设备中处理器40的数量可以是一个或多个，图7中以一个处理器40为例；设备中的处理器40、存储器41、输入装置42和输出装置43可以通过总线或其他方式连接，图7中以通过总线连接为例。

存储器41作为一种计算机可读存储介质，可用于存储软件程序、计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法对应的程序指令/模块(例如，用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置中的测量模块31、模型建立模块32、变形量确定模块33和修正模块34)。处理器40通过运行存储在存储器41中的软件程序、指令以及模块，从而执行设备的各种功能应用以及数据处理，即实现上述的用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法。

存储器41可主要包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需的应用程序；存储数据区可存储根据终端的使用所创建的数据等。此外，存储器41可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非易失性存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非易失性固态存储器件。在一些实例中，存储器41可进一步包括相对于处理器40远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至设备。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。

输入装置42可用于接收输入的数字或字符信息，以及产生与设备的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输出装置43可包括显示屏等显示设备。

实施例五

本发明实施例五还提供一种包含计算机可执行指令的存储介质，所述计算机可执行指令在由计算机处理器执行时用于执行一种用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法，该方法包括：

根据预确定静载荷，对风洞试验机翼模型进行静加载试验，测量机翼模型的变形量；

根据所述机翼模型的结构，建立机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型；

根据静加载试验的约束条件和所述机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型，建立模拟静加载试验的有限元模型，进行模拟静加载试验的仿真计算,得到机翼模型在预确定静载荷下的变形量；

根据所述机翼模型在预确定静载荷下的变形量，修正机翼模型的几何非线性有限元杂交梁模型的刚度矩阵。

当然,本发明实施例所提供的一种包含计算机可执行指令的存储介质,其计算机可执行指令不限于如上所述的方法操作,还可以执行本发明任意实施例所提供的用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正方法中的相关操作。

通过以上关于实施方式的描述，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，本发明可借助软件及必需的通用硬件来实现，当然也可以通过硬件实现，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如计算机的软盘、只读存储器(Read-Only Memory,ROM)、随机存取存储器(RandomAccess Memory,RAM)、闪存(FLASH)、硬盘或光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述的方法。

值得注意的是，上述用于风洞试验机翼模型有限元刚度修正装置的实施例中，所包括的各个单元和模块只是按照功能逻辑进行划分的，但并不局限于上述的划分，只要能够实现相应的功能即可；另外，各功能单元的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本发明的保护范围。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。