本发明涉及的是飞行器风洞试验领域，尤其是一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法。
背景技术：
飞行器风洞试验中，设计人员期望得到飞行器模型在刚性外形状态下的气动力数据。但由于风洞来流气动载荷的作用，模型机翼会发生静气动弹性变形，从而改变模型周围的绕流流场，进而改变风洞模型承受的气动力载荷。同时，风洞天平测量的是模型在变形外形下的气动力载荷数据，与期望的刚性外形载荷之间存在差异。因此，当模型在试验过程存在较大的静气动弹性变形时，会引起风洞试验数据包含不容忽视的系统误差，并造成风洞试验数据准度的降低，从而影响飞行器的整体设计性能与设计指标。例如，boeing的超声速运输机模型在兰利中心的ntf设备进行高雷诺数风洞实验时，模型机翼静弹性变形诱导的翼梢剖面扭转角达到了‐2.2°，由此引起阻力系数相对某参考状态最大降低了近50个阻力单位(每个阻力单位等于0.0001)，极大地改变了该模型的气动力系数分布曲线。而在大展弦比运输机模型风洞试验、雷诺数效应风洞试验和cfd软件验证与确认研究等领域，模型静弹性变形对气动力特性的影响进一步凸显，已经引起了世界范围内空气动力学研究者的关注和重视，并开展了相关静弹性变形影响量的修正研究。
目前，风洞模型静气动弹性变形影响技术主要有两大类：一种是基于总温总压能够独立调节的风洞设备将模型静弹性变形影响从风洞试验中分离出来；一种是利用数值模拟与模型变形测量计算模型变形对气动力的影响量。其中第一种方法通过独立调节风洞的总温与总压，在保证其他流动参数不变的情况下，只改变风洞来流速压q的条件下开展试验，然后利用不同来流速压下的试验数据外插得到来流速压为零(变形为零)时的试验数据，进而修正模型静弹性变形的影响。但该方法依赖于总温总压独立调节的风洞试验设备，目前世界范围内具备这类能力的高速风洞试验设备只有很少几座，如美国的ntf与欧洲的etw，国内尚不具有此类试验设备。另一方面，这类试验设备多采用液氮调节风洞的温度，因此风洞试验准备周期很长，试验成本高昂，而数据外插结果也存在使用上的风险。而第二种方法首先利用模型变形测量技术获取风洞试验中的机翼变形，然后利用变形位移数据重构变形后的模型外形，最后利用数值模拟方法，如cfd，计算模型变形前后的气动力载荷，得到模型静气动弹性变形对气动力系数的影响量。数值模拟/模型变形测量的方法具有较好的计算分辨率，但修正结果的可信度依赖于模型变形测量与变形外形重构的精度，且时间与计算成本较高，无法实现数据的实时分析。
为此，本发明提出一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的工艺流程，即通过调节风洞运行总压获取不同雷诺数与来流速压组合下的风洞试验数据，然后利用气动力数据随雷诺数与来流速压的不同变化规律将两者的影响分离，从而可以快速便捷地计算得到静弹性变形引起的气动力系数变化量。
技术实现要素：
本发明的目的，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法，该方案针对不同来流速压试验数据外插方法对总温总压独立控制风洞试验设备能力的依赖问题，采用绝大多数风洞能够实现的单独变总压风洞试验方法，获取不同雷诺数与来流速压组合的风洞试验数据，大幅降低风洞试验的难度、准备周期和成本，消除模型静弹性变形影响修正对风洞的依赖性，为各类常规风洞开展相应修正试验提供技术支撑。
本方案是通过如下技术措施来实现的：
一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法，包括有以下步骤：
a、首先根据风洞试验的参数条件，确定开展静气动弹性变形影响量分离风洞试验的雷诺数re与来流速压q组合，组合的个数应当大于等于3；
b、在雷诺数re与来流速压q组合参数下，利用有限元或地面加载试验的方式分析机翼结构在相应气动载荷作用下的应力或变形是否满足结构的强度条件，如果不满足，从新返回到步骤a，修正雷诺数re与来流速压q的组合参数，如果满足，继续进行步骤c；
c、根据雷诺数re与来流速压q的组合参数，利用风洞参数运行表，计算确定风洞运行的总压控制参数p0；
d、分析总压控制参数p0是否位于风洞允许的总压运行范围，如果超出允许的总压范围，返回到步骤a，进一步修正雷诺数re与来流速压q的组合参数，如果满足总压运行范围，则进入步骤e；
e、按照步骤c和步骤d中确定的风洞运行总压控制参数p0，驱动风洞运行并开始试验，通过风洞天平测量获取至少3组不同参数组合(ξ,λ)下的弹性外形气动力系数数据cf,elastic；
f、利用3组不同(ξ,λ)参数组合下的弹性外形气动力系数数据cf,elastic，构建待定系数k1、k2、k3的线性方程组，然后求解线性方程组，得到系数k2：
a＝ξ1(λ2-λ3)+ξ2(λ3-λ1)+ξ3(λ1-λ2)；
g、利用系数k2，然后结合参数λ，可以得到对应状态下的静气动弹性变形引起的气动力系数变化量δcf,elastic
δcf,elastic(λ)＝k2λ。
作为本方案的优选：步骤a中,雷诺数re或来流速压q的最大值与最小值之间的比值大于2.0。
与现有的风洞模型静气动弹性变形影响研究技术相比，本发明提出的不同参数组合对应的风洞试验数据获取模型静弹性变形影响量的工艺流程，取得了以下效果：
本发明仅通过变总压风洞试验即可实现静气动弹性变形对气动力系数影响量的分离，降低了风洞模型静气动弹性变形影响试验对风洞设备能力的依赖性，该工艺流程能够适用于绝大多数常规试验风洞，在目前我国不具有的单独变速压风洞试验设备情况下，为模型静气动弹性变形影响研究提供了一种可行的技术手段，将有效地提高我国风洞试验数据修正的精度，为航空航天飞行器的设计提供更高精准度的试验数据支撑。
本发明仅通过常规试验风洞即可实现风洞试验数据中静气动弹性变形影响量的分离，降低了这类风洞试验的难度和准备周期，大幅提高了试验的效率。
本发明基于不同参数组合的气动力系数数据，利用代数方法可以快速分离出模型静气动弹性变形对气动力系数的影响量，便于实时地分析静气动弹性变形对气动力系数的影响，从而可以更加及时地发现风洞试验数据中存在的问题，为试验现场的风洞数据分析和评估提供快速高效的分析工具，能够有效避免试验数据错误分析引起的试验车次报废问题，提高试验的成功率，降低试验的周期与成本。
由此可见，本发明与现有技术相比，具有实质性特点和进步，其实施的有益效果也是显而易见的。
附图说明
图1为本发明具体实施方式的结构示意图。
具体实施方式
为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过一个具体实施方式，并结合其附图，对本方案进行阐述。
风洞试验中，不考虑其它参数(如马赫数ma、模型攻角α)的变化，弹性外形下的气动力系数cf,elastic可以表示为雷诺数re和来流速压q的函数
cf,elastic＝f(re,q)(1)
来流速压的存在会引起风洞模型机翼结构的静弹性变形，因此可以将气动力系数分成刚性外形气动力系数cf,rigid与机翼静气动弹性变形引起气动力系数变化量δcf,elastic两个部分，其中cf,rigid仅随re变化，δcf,elastic随re和q变化，用公式可以表示为：
cf,elastic(re,q)＝cf,rigid(re)+δcf,elastic(re,q)(2)
风洞模型静弹性变形一般位于结构线性小变形的范围内，可以不用考虑变形前后气动载荷分布变化对结构变形的影响，因此，静弹性变形引起的气动力系数变化量δcf,elastic正比于机翼的结构静变形量。而结构静变形量正比于机翼结构受到的气动载荷、反比于结构材料的弹性模量e，并且气动载荷正比于风洞来流速压q，故可以推断δcf,elastic与载荷因子q/e之间表现为线性比例关系。而当载荷因子q/e为零时，来流速压q为零，机翼结构不受到气动载荷的作用，机翼静弹性变形为零，因此δcf,elastic也等于零。
另一方面，雷诺数re对升力系数有一定影响，但影响量相对升力系数绝对量是高阶小量，雷诺数re的变化对升力载荷主导的机翼结构静变形的影响非常小，即雷诺数re对δcf,elastic的影响可以忽略不计，因此有
δcf,elastic(λ)＝k2λ(3)
式中，λ为中间参数且λ＝107×q/e，k2为待确定的系数，表征了气动载荷引起的机翼静气动弹性变形对气动力系数cf的影响程度，只要确定了系数k2，即可根据风洞运行时的载荷因子q/e计算得到静弹性变形引起的气动力系数变化量δcf,elastic。
式(3)代入式(2)，可以得到
cf,elastic(re,λ)＝cf,rigid(re)+k2λ(4)
通过式(4)无法直接确定系数k2，我们引入cf,rigid与雷诺数re之间的函数变化关系，降低参数个数，从而通过线性方程组求解确定参数k2。众多研究结果表明，刚性外形气动力系数cf,rigid与雷诺数的对数lg(re)之间表现为近似线性变化关系，因此有
cf,rigid(ξ)＝k1ξ+k3(5)
式中，ξ为中间参数且ξ＝lg(re/re0)，re0＝106，k1、k3为待确定的系数。将式(5)代入式(4)，可以得到
cf,elastic(ξ,λ)＝k1ξ+k2λ+k3(6)
式(6)有3个待定系数k1、k2、k3，只需要3组不同(ξ,λ)组合的数据即可构建关于系数k1、k2、k3的线性方程组，如下。
求解线性方程组，即可得到系数k1、k2、k3，
从而，根据式(8)确定的系数k2，利用式(3)计算得到模型机翼静气动弹性变形对气动力系数的影响量δcf,elastic。
基于上述测量方法，针对于特定飞行器模型的风洞试验，本发明提出的获取静气动弹性变形影响量的方法为：
一种获取风洞模型静气动弹性变形影响量的方法，包括有以下步骤：
a、首先根据风洞试验的参数条件，确定开展静气动弹性变形影响量分离风洞试验的雷诺数re与来流速压q组合，组合的个数应当大于等于3；
b、在雷诺数re与来流速压q组合参数下，利用有限元或地面加载试验的方式分析机翼结构在相应气动载荷作用下的应力或变形是否满足结构的强度条件，如果不满足，从新返回到步骤a，修正雷诺数re与来流速压q的组合参数，如果满足，继续进行步骤c；
c、根据雷诺数re与来流速压q的组合参数，利用风洞参数运行表，计算确定风洞运行的总压控制参数p0；
d、分析总压控制参数p0是否位于风洞允许的总压运行范围，如果超出允许的总压范围，返回到步骤a，进一步修正雷诺数re与来流速压q的组合参数，如果满足总压运行范围，则进入步骤e；
e、按照步骤c和步骤d中确定的风洞运行总压控制参数p0，驱动风洞运行并开始试验，通过风洞天平测量获取至少3组不同参数组合(ξ,λ)下的弹性外形气动力系数数据cf,elastic；
f、利用3组不同(ξ,λ)参数组合下的弹性外形气动力系数数据cf,elastic，构建待定系数k1、k2、k3的线性方程组，然后求解线性方程组，得到系数k2：
a＝ξ1(λ2-λ3)+ξ2(λ3-λ1)+ξ3(λ1-λ2)；
g、利用系数k2，然后结合参数λ，可以得到对应状态下的静气动弹性变形引起的气动力系数变化量δcf,elastic
δcf,elastic(λ)＝k2λ。
步骤a中,雷诺数re或来流速压q的最大值与最小值之间的比值大于2.0。
本发明仅通过变总压风洞试验即可实现静气动弹性变形对气动力系数影响量的分离，降低了风洞模型静气动弹性变形影响试验对风洞设备能力的依赖性，该工艺流程能够适用于绝大多数常规试验风洞，在目前我国不具有的单独变速压风洞试验设备情况下，为模型静气动弹性变形影响研究提供了一种可行的技术手段，将有效地提高我国风洞试验数据修正的精度，为航空航天飞行器的设计提供更高精准度的试验数据支撑。
本发明仅通过常规试验风洞即可实现风洞试验数据中静气动弹性变形影响量的分离，降低了这类风洞试验的难度和准备周期，大幅提高了试验的效率。
本发明基于不同参数组合的气动力系数数据，利用代数方法可以快速分离出模型静气动弹性变形对气动力系数的影响量，便于实时地分析静气动弹性变形对气动力系数的影响，从而可以更加及时地发现风洞试验数据中存在的问题，为试验现场的风洞数据分析和评估提供快速高效的分析工具，能够有效避免试验数据错误分析引起的试验车次报废问题，提高试验的成功率，降低试验的周期与成本。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。