一种基于风洞测试响应的气动力建模及全机颤振分析方法与流程

本申请属于航空飞行器的气动弹性分析与试验技术领域，特别涉及一种基于风洞测试响应的气动力建模及全机颤振分析方法。

背景技术：

飞机设计过程中通常需要进行仿真分析、风洞测试以及颤振飞行试验，但是目前的风洞试验与颤振分析之间的关系并不紧密。目前风洞试验后的数据主要应用在颤振分析算法、颤振发生的形态等需要进行验证和确认的过程中，风洞试验数据并没有得到很好地利用。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种基于风洞测试响应的气动力建模及全机颤振分析方法，以解决现有技术中气动力建模精度低的问题。

本申请的技术方案是：一种基于风洞测试响应的气动力建模及全机颤振分析方法，其包括：

根据真实飞机的全机分析典型工况点确定真实飞机的颤振分析参数；

利用相似性准则构建用于颤振分析的风洞试验模型，其中，所述风洞试验模型具有与真实飞机相同的空气动力外形及振动形态；

以相同于所述颤振分析参数的条件制定风洞测试条件，在所述风洞测试条件下对颤振分析用的风洞试验模型进行风洞测试，测量所述风洞试验模型在预定来流速度下的振动响应；

通过有限元分析获得所述风洞试验模型的质量阵和刚度阵，并通过转换得到风洞试验模型的状态空间数学模型，并将所述状态空间模型从颤振系统数学模型中剥离，除以测试动压以获得非定常气动力模型；

按照模型相似定律使颤振分析参数相同，此时对应广义气动力影响系数的相似比例系数为1，上述步骤中获得的非定常气动力模型即为真实飞机的全机气动力影响系数，所述全机气动力影响系数乘以真实飞机的飞行动压即可获得真实飞机的广义非定常气动力模型；

建立真实飞机的全机结构模型，将动力学方程转换到广义坐标下，并与上述步骤建立的广义非定常气动力模型共同组成颤振分析系统状态空间数学模型，对所述颤振分析系统状态空间数学模型进行特征值分析即可获得包括颤振速度和频率的全机颤振边界信息。

在本申请一实施方式中，所述颤振分析参数包括但不限于马赫数、雷诺数、大气比热、重力参数及缩减频率。

在本申请一实施方式中，在所述风洞测试条件下对颤振分析用的风洞试验模型进行风洞测试过程中，通过对所述风洞试验模型施加脉冲激励扰动，以提高亚临界状态下模型的振动响应量级。

在本申请一实施方式中，在所述风洞测试条件下对颤振分析用的风洞试验模型进行风洞测试过程中，通过在所述风洞试验模型中内置激励器进行扫频激励的方式，以提高亚临界状态下模型的振动响应量级。

在本申请一实施方式中，所述风洞试验模型在预定来流速度下的振动响应通过预埋加速度传感器或外侧振动变形场测量系统的响应测量设备获得。

本申请通过风洞试验数据进行非定常气动力模型的辨识，以获得非定常气动力模型，并通过相似定律将缩比风洞模型的非定常气动力系数转换到全机模型上，并利用转换后的气动力模型对全机模型进行颤振分析，以便获得颤振边界。相比于现有技术的颤振分析，本申请的方法充分利用了风洞试验测试的数据，气动力模型更加准确，使得颤振分析结果更加可信，尤其是跨音速区间的气动力建模；同时相比于飞行试验的气动力建模，风洞试验具有经济性更高的特点，可以研究不同参数对颤振特性的影响，因此适用范围更加广阔。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请的排气管安装结构示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

为了进一步挖掘风洞试验的数据，充分利用风洞试验这种测试手段，本申请中提出一种基于风洞试验中模型响应的结构非定常气动力建模及颤振分析方法，利用本申请的方法建立的模型可通过相似关系进行转换，并应用于全机模型的颤振分析，鉴于结构动力学模型较为准确，影响颤振分析结果的主要因素在于非定常气动力模型的精度，通过风洞试验建立的气动力模型由于满足相似关系并且是在较为真实的环境下进行的测试，因此模型精度较传统的分析方法有明显的提升。

如图1所示，本申请提供的基于风洞测试响应的气动力建模及全机颤振分析方法包括：

s1：通过规划真实飞机的全机颤振分析典型工况点，确定其马赫数、雷诺数、大气比热、重力参数、减缩频率等颤振分析参数。

s2、利用相似准则构建及加工出用于颤振分析的风洞试验模型，风洞试验模型与真实飞机具有相同的空气动力外形和振动形态。

s3、同时按照马赫数、雷诺数、大气比热比、重力参数、减缩频率等颤振分析参数相同的要求，制定出风洞测试条件。

在上述制定出的风洞测试条件下对风洞试验模型进行风洞测试，获得风洞试验模型在一定测试来流速度条件下的振动响应数据。

需要说明的是，为了提高试验测试精度，在本申请中的一些实施例中，可以通过对风洞试验模型施加脉冲激励扰动，提高亚临界状态下模型的振动响应量级。或是通过在风洞试验模型中内置激励器进行扫频激励的方式，提高亚临界状态下模型的振动响应量级。

利用振动响应测量设备或装置对风洞试验模型的振动响应进行测量。其中，对风洞试验模型的振动响应进行测量可以通过在风洞试验模型中预埋加速度传感器的方式进行振动响应测量。需要说明的是，如风洞试验模型中由于超重无法内埋传感器时，还可以采用非接触传感器进行振动响应测量，又或者是通过外部振动变形场测量系统进行振动响应测量，例如光学摄像系统。

s4、通过有限元分析获得风洞试验模型的质量阵和刚度阵，并通过转换得到风洞试验模型的状态空间数学模型，并将前述的状态空间数学模型从颤振系统数学模型中进行剥离，除以风洞试验中的测试动压即可获得非定常气动力模型；

s5、按照模型相似定律，如果马赫数、雷诺数、大气比热比、重力参数、减缩频率相同，则对应广义气动力影响系数的相似比例系数为1，上述步骤s4中获得的非定常气动力模型即可用作真实飞机的全机气动力影响系数，上述系数乘以真实飞机的飞行动压即为广义非定常气动力模型；

s6、建立真实飞机的全机结构模型，将动力学方程转换到广义坐标下，并同上述步骤s5中建立的广义非定常气动力模型共同组成颤振分析系统状态空间数学模型，对颤振分析系统状态空间数学模型进行特征值分析即可获得真实飞机的全机颤振速度和频率等颤振边界信息。

需要说明的是，由于颤振风洞试验模型设计过程中，通常按照相似准则设计，因此通常满足相似定律的要求，本方法可以直接使用，如果部分参数无法完全满足相似准则，则可以通过一定的修正方法对气动力模型进行修正，具体修正方法可参照现有技术中风洞模型颤振试验的相关内容进行修正。

本申请通过风洞试验数据进行非定常气动力模型的辨识，获得非定常气动力模型，并通过相似定律将缩比风洞模型的非定常气动力系数转换到全机模型上，并利用转换后的气动力模型对全机模型进行颤振分析，以便获得颤振边界。

相比于现有技术中利用飞行试验数据，本申请使用风洞试验模型的响应数据进行气动力建模，充分利用了风洞试验测试的数据，由于风洞试验中，内埋传感器相对容易，因此基于风洞的试验数据可以获得更多的有效数据，使得气动力模型更加准确，使得颤振分析结果更加可信，尤其是跨音速区间的气动力建模。同时相比于飞行试验的气动力建模，风洞试验具有经济性更高的特点，可以研究不同参数对颤振特性的影响，因此适用范围更加广阔。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。