本发明属于气动弹性试验技术领域，尤其涉及一种基于频响分析的飞机动力学监控方法。
背景技术：
随着客户需求的快速发展，对飞机平台的使用和维护成本提出了更高的要求，需要飞机平台在满足飞行使用的情况下更多降低使用成本。因此，在外场能够快速监测飞机动力学特性、保障飞机的使用效率同时降低使用成本，是飞机设计的发展方向之一。
同时，针对无人机平台系统，这些无人机对于机体多采用平时拆解、贮存，战时运至战区组装、执行飞行任务的模式。该种作战使用方式降低了平时的贮存保养成本，提高了战时执行任务的效率。但由于需要对飞机进行多次拆解、组装，可能会对飞机的动力学特性产生影响，同时在外场又缺乏充分的试验室条件进行测试，因此需要对外场条件下的动力学监控方法进行研究。
然而，受需求与经费等限制，目前国内缺少应用于飞机的外场监控手段，本发明专利能够提供一种在外场条件下解决飞机动力学监控的可行方法。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种基于频响分析的飞机动力学监控方法，用于解决现有技术中，外场环境下无法测得测得的动力学特性不准的问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种基于频响分析的飞机动力学监控方法，其包括
步骤一：获取飞机结构在第i阶模态的基准频率fri及检查频率fti；
步骤二：根据权重误差公式得到飞机颤振特性的频率权重误差
上式中，ε为频率权重误差，ni为第i阶模态的误差权重，fri为第i阶模态的基准频率，fti为第i阶模态的检查频率。
在本发明优选实施例中，步骤一中，模态的阶数取值范围3阶至10阶，模态的阶数会导致最终计算的精度，高于10阶最会使得计算精度提高，但是增大里计算量，低于3阶则计算精度不够。
在本发明优选实施例中，模态的取值为5阶。
在本发明优选实施例中，5阶模态包括四阶弯曲及一阶扭转，由于弯曲和扭转时两种不同的状态，因此在模态中需每种都包括，即至少包括弯曲和扭转。
在本发明优选实施例中，5阶模态下的误差权重系数分别为：
一阶弯曲时，模态权重为40％～60％；
二阶弯曲时，模态权重为20％～40％；
三阶弯曲时，模态权重为90％～100％；
四阶弯曲时，模态权重为10～30％；
一阶扭转时，模态权重为90～100％。
本发明的基于频响分析的外场动力学监控方法通过应用频响函数分析及模态权重误差分析，可以在外场通过简单的频率检查进行动力学监控，从而获得飞机在使用过程中的动力学特性并应用于飞机颤振特性评估，最终给出飞机的使用包线，以保证飞机的飞行安全。本发明的方法理论基础可靠，监控方法简单，外场实施方便，可对飞机机体结构进行健康监控。依据本发明的方法可以预估飞机大修时间，降低飞机外场再次飞行准备时间，提高飞机利用效率，从而降低全寿命周期使用成本。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明一实施例的实验室环境下得到的基准频响函数。
图2为本发明一实施例的外场环境下得到的检查频响函数。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
对于飞机全机的动力学特性，通常是通过全机地面振动试验得到的。试验结果包括各阶的固有振动频率、模态、阻尼系数及广义质量，其试验系统都应包括被试飞机、支持系统、激励系统、测量系统、数据采集及处理系统，其试验结果可以应用全机的颤振分析，得到飞机的颤振特性，并最终确定飞机的颤振边界，以保证飞机在使用包线内的安全飞行。
通常，可以通过相位共振法得到较为精确的飞机固有振动频率和模态等，但在外场一般缺乏完善的试验系统，因此需要研究一种相对简便易行的方法对动力学特性进行评估以保障飞机的飞行使用。本发明通过简化的频率检查测出多自由度系统频响函数并分析，应用模态权重方法对外场条件下飞机的动力学特性进行评估。
对于一个多自由度的无阻尼系统，其运动方程为：
式中，m为系统的质量矩阵，k为系统的刚度矩阵，x为系统的响应，f为系统的激励力向量。
对式运动方程进行傅里叶变换，得到：
(k-ω2m)x(ω)＝f(ω)
其阻抗矩阵为：
z(ω)＝k-ω2m
系统的频响函数h(ω)为阻抗矩阵的逆矩阵：
h(ω)＝z-1(ω)＝(k-ω2m)-1
对于n阶自由度系统，其测量点l与激励点p之间的频响函数可表示为：
上式表示由激励点p单独引起的l点的响应。当
由于在外场的条件下不易通过模态共振的方法获得精确的飞机动力学特性，而通过频响函数来得到简化的动力学特性是相对可行的。但是，通常的动力学分析中频率的误差主要针对单一模态，而通过频响函数得到的模态频率准确性相对不高，因此在本发明中，进一步引入模态权重并通过整体频率误差来进行动力学分析。
根据颤振理论分析、风洞试验结果分析各阶模态对全机或某一部件颤振的影响，确定权重误差公式如下式所示：
以某大展弦比无人机的机翼颤振为例，在试验室条件下测试得到飞机的目标频响函数，以机翼的频响函数为例如图1所示。在飞机完成拆解、运输及外场组装后，测得的机翼的频响函数如图2所示。两次测试通过频响函数得到的模态频率点如表1所示，图1和图2中所标注的编号与表1中一一对应。
表1机翼固有特性对比结果
然后，根据颤振计算结果分析各阶模态对机翼弯扭颤振的影响，由此确定各阶模态的权重，如表2所示。
表2某大展弦比机翼模态权重示例
频率权重误差计算公式为：
通过应用本发明中权重误差公式计算含模态权重的频率误差仅为1.24％，从结果可以看出，实验室环境下测得的基准频率与外场拆装后又重新组装的检查频率的误差小于5％，这一误差水平在工程应用中能够满足要求。
本发明的基于频响分析的外场动力学监控方法通过应用频响函数分析及模态权重误差分析，可以在外场通过简单的频率检查进行动力学监控，从而获得飞机在使用过程中的动力学特性并应用于飞机颤振特性评估，最终给出飞机的使用包线，以保证飞机的飞行安全。本发明的方法理论基础可靠，监控方法简单，外场实施方便，可对飞机机体结构进行健康监控。依据本发明的方法可以预估飞机大修时间，降低飞机外场再次飞行准备时间，提高飞机利用效率，从而降低全寿命周期使用成本。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。