一种基于KDtree的航空器载荷分配方法及系统与流程

本发明涉及航空器载荷计算与强度分析的交叉，尤其是一种基于kdtree的航空器载荷分配方法及系统。

背景技术：

1、在航空器设计过程中，载荷分析是结构强度校核与验证的核心环节。航空器在其全生命周期内会经历多种工况，包括飞行机动、地面滑跑、着陆撞击、以及地面维护（如顶升、吊装）等，各工况下气动、惯性、接触等载荷均需通过精细的数值计算或风洞试验获得。这些载荷通常定义在气动网格、质量分布点或特定的载荷提取节点（统称为“源节点”）上，数量可达数十万量级。而后续的有限元分析或静力试验需要将载荷施加于结构网格节点或试验加载点（统称为“目标节点”），其数量通常为数万。由于两类节点的位置分布、疏密程度及拓扑关系存在显著差异，直接映射往往不可行，因此必须借助载荷分配技术实现从源节点到目标节点的载荷等效转换。

2、载荷分配的核心准则在于等效原则：分配前后，总载荷（合力与合力矩）必须严格保持一致，且载荷分布应尽可能反映原始载荷的空间特征。工程中最常用的等效手段是就近分配--即每个源节点的载荷按一定权重分配给其邻近的目标节点，权重通常与距离成反比或基于形函数插值。现有技术多采用全局最近距离匹配方法：对于每一个源节点，遍历所有目标节点，计算其空间距离，筛选出最近的若干（如一个或固定个数）目标节点，随后根据距离倒数或面积加权完成载荷分配。

3、这一方法尽管直观且易于实现，但在处理大规模节点配对时暴露出严重的性能瓶颈。在当前主流计算平台上，即使经过高度优化，完成单次全局最近距离分配也需数分钟至数十分钟。若航空器设计涉及上千个工况（如不同马赫数、攻角、侧滑角组合），总计算时间将膨胀至不可接受的程度，严重拖慢设计迭代周期。此外，静力试验的加载点布局往往随试验方案调整，有限元网格也可能随模型精细化程度变化，导致目标节点集合频繁更新，进一步加剧了重复计算的负担。

4、现有技术普遍忽略了对空间索引结构的利用，例如kd树、八叉树或delaunay三角剖分等加速邻近搜索的数据结构。但实践中因载荷分配的物理约束（如需要保证载荷矢量等效、避免边界畸变）以及工程软件实现的历史原因，多数商业或自研工具仍停留在全局遍历层面。

5、因此，亟待提供一种基于kdtree的航空器载荷分配方法及系统的方案。

技术实现思路

1、为了解决以上问题，本发明技术方案提供一种基于kdtree的航空器载荷分配方法及系统，克服现有载荷就近分配技术中，因采用全局最近距离计算而导致的计算效率低下的问题。

2、根据本发明的第一方面实施例，提供一种基于kdtree的航空器载荷分配方法，包括：

3、s1、输入源载荷、目标节点及匹配数量，将所述源载荷分解为载荷矢量与源节点坐标；

4、s2、按航空器部件对所述源载荷及所述目标节点进行分区，只在同一分区内进行载荷分配；

5、s3、针对每个分区，以该分区内的目标节点构建空间索引结构；

6、s4、针对当前分区内的每个源节点，利用所述空间索引结构进行最近邻搜索，获取与该源节点距离最近的n个目标节点，其中n为匹配数量；

7、s5、将当前源节点对应的载荷矢量分配至所述n个目标节点上；

8、s6、对当前分区内的每个源节点重复执行s4及s5，直至该分区内全部源节点完成载荷分配；

9、s7、对每个分区重复执行s3至s6，直至全部分区完成载荷分配。

10、在上述方案中，步骤s2中，分区的原则包括保留原始传力路径；若某一分区内不存在源节点或不存在目标节点，则跳过该分区并输出异常提示。

11、在上述方案中，步骤s3中，构建kdtree空间索引结构，所述kdtree空间索引结构的构建过程包括：对当前分区内的全部目标节点，递归地依次按照x、y、z三个坐标轴方向逐一进行空间分割，每次分割以当前维度上坐标值的中位数对应的节点作为分割节点，将空间划分为两个子区域。

12、在上述方案中，步骤s4中，所述匹配数量n的取值范围为10至100。

13、在上述方案中，步骤s5中，采用最小变形能法或最小二乘法将当前源节点对应的载荷矢量分配至所述n个目标节点上，分配时满足力等效和力矩等效。

14、在上述方案中，步骤s5中，采用最小变形能法时，通过拉格朗日乘子法构造带约束优化问题，约束条件包括合力约束和合力矩约束，优化目标为变形能最小。

15、在上述方案中，所述最小变形能法中，各目标节点分配到的载荷分量通过求解六阶线性方程组获得，所述六阶线性方程组的系数矩阵基于各目标节点相对所述源节点的空间坐标及距离构建，右端项基于待分配载荷的合力及合力矩构建。

16、在上述方案中，步骤s2中，所述航空器部件包括机翼、平尾、垂尾和机身。

17、在上述方案中，所述源载荷包括气动载荷和/或惯性载荷，所述目标节点包括有限元计算节点或静力试验加载点。

18、根据本发明的第二方面实施例，提供一种用于实现如上述方案中任一项所述的方法，所述系统包括：

19、数据输入模块，用于输入源载荷、目标节点及匹配数量，将所述源载荷分解为载荷矢量与源节点坐标；

20、载荷分区模块，用于按航空器部件对所述源载荷及所述目标节点进行分区，只在同一分区内进行载荷分配；

21、构建kdtree模块，用于针对每个分区，以该分区内的目标节点构建kdtree空间索引结构；

22、匹配模块，用于针对当前分区内的每个源节点，利用所述kdtree空间索引结构进行最近邻搜索，获取与该源节点距离最近的n个目标节点，其中n为匹配数量；

23、载荷分配模块，用于将当前源节点对应的载荷矢量分配至所述n个目标节点上；

24、第一循环模块，用于控制所述匹配模块和所述载荷分配模块对当前分区内的每个源节点重复执行，直至该分区内全部源节点完成载荷分配；

25、第二循环控制模块，用于控制所述构建kdtree模块、匹配模块、载荷分配模块及第一循环模块对每个分区重复执行，直至全部分区完成载荷分配。

26、本发明的有益效果：

27、1. 计算效率显著提升，本发明引入kdtree空间索引结构进行最近邻搜索，降低载荷匹配的平均时间。分配速度大幅提高，且随着网格细化，效率优势更为突出。

28、2. 载荷分区策略兼顾效率与物理真实性，通过对航空器部件进行分区，一方面将搜索范围从全机缩小到局部，进一步提升了匹配效率；另一方面严格限定仅在同一分区内分配载荷，保留了原始传力路径，有效降低了载荷分配失真的风险，确保分配结果符合结构力学特性。

29、3. 分配结果具有良好的载荷保真性，本发明分配后的载荷分布趋势仍与原始载荷一致，对不同网格密度具有良好适应性，能够准确传递载荷的空间分布特征。实验结果表明本发明方法能够在不同离散化网格之间实现载荷的高保真传递，满足工程强度分析对载荷输入精度的严格要求。

30、4. 适用性强，覆盖多种载荷类型与场景，本发明不仅适用于气动载荷，也适用于惯性载荷，且目标节点可以是有限元计算节点或静力试验加载点，可广泛应用于航空器载荷计算与强度分析工程实践，尤其适合高频次、大规模载荷加载任务。

31、综上，本发明在保证载荷等效精度的前提下，显著提升了计算速度，同时兼顾了物理合理性与工程适用性。