CN103592091A - 飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法，包括：施加随机激励，使待测舵面结构（1）发生运动；由激光传感器（2）发出射线至待测舵面结构（1），测得舵面局部的运动速度和位移；气动力确定设备（6）根据激光传感器（2）所采信号进行非定常气动力计算，并驱动加载设备（8）对待测舵面结构（1）进行气动力加载。本发明的优点包括：待测结构是1:1的实物，比常规风洞测试简便易行；保持最真实的边界支持条件，可考虑舵机的动刚度问题；激光传感器与待测舵面结构无接触，没有为系统带来附加质量；舵面刚硬假设下，应用气动力快速计算系统和方法，极大地简化了传感器和激振设备的数量和布局形式；通过调整气动力计算系统和方法，可实现亚声速、超声速乃至高超声速范围的气动力计算。

Description

飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法，用于飞行器结构强度测试领域舵面颤振稳定性的测试。

背景技术

飞行器部件的颤振特性一直以来倍受设计部门重视。颤振是结构动强度的体现，飞行器发展早期，由于人们没有动耦合、动强度的概念，导致了多起空难的发生。现代飞行器无论从飞行速度还是飞行环境上，都面临着更高的挑战，颤振问题变得尤为突出。

传统的颤振测试在风洞中进行，受风洞尺寸的限制，需要制作测试件的等比缩小模型，原始结构固有特性很难被完全保持下来，这些特性中除了结构本身的弹性、非线性特性外，还包括结构的支持条件等。此外，当实际飞行速度位于超声速乃至高超声速范围时，风洞测试往往难以开展。

颤振的地面模拟测试是一种新颖的测试系统和方法，利用激振设备模拟气动力作用，通过调节气动力算法，可实现各速度范围内的气动力加载，因而是风洞测试的有益补充。

但对于颤振的地面模拟测试来说，一个挑战性是简化相关的模型和/或计算使测试简单易行。

发明内容

本发明人考虑到，常规飞行器舵面结构的特点为：舵面本身刚硬，主要刚度由舵轴或舵机系统提供，舵面一阶弯扭频率远低于舵面本身的弹性模态频率；而飞行器舵面的颤振地面模拟测试有其特殊性，这样从技术角度看，可以进行相应的大幅简化，使测试简单易行。

基于上述认识，本发明人进行了深入研究，并由此提供了一种简单实用的专门针对飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法。

根据本发明的一个方面，提供了一种飞行器舵面的颤振地面模拟试验测试系统和方法，其特征在于包括：

用于安装待测舵面结构的舱体；

激振设备，其被置于待测舵面结构的一侧；

至少一个激光传感器其被置于待测舵面结构的另一侧，并对准测点；

激光传感器控制器，所述激光传感器用电缆与激光传感器控制器相连；

激振设备功放，激振设备通过电缆与激振设备功放的输出端相连；

气动力确定设备；

数据采集卡，

其中

激光传感器控制器与数据采集卡的输入通道相连；

激振器功放的输入端与数据采集卡的输出通道相连；

数据采集卡通过电缆与气动力确定设备相连。

根据本发明的另一个方面，提供了一种飞行器舵面的颤振地面模拟测试方法，其特征在于包括：

利用上述的颤振地面模拟测试系统，由气动力确定设备（6）生成加载信号；

通过数据采集卡的输出通道把所述加载信号发送给激振设备功放，驱动激振设备，激起待测舵面结构的振动；

在待测舵面结构上的测点位置设置反射贴；

利用激光传感器发出激光射线和检测由反射贴反射的激光信号；

用激光传感器包括的多普勒频移光学元件，将检测到的含有振动信息的激光信号转换为多普勒频移信号；

通过多普勒干涉分析，将所述多普勒频移信号转变为与振动速度相对应的振动响应信号，再经由数据采集卡的输入通道将振动响应信号传回气动力确定设备；

由气动力确定设备确定气动力并生成加载信号。

根据本发明的一个进一步的方面，上述非接触式模态测试系统包括：

两台激振设备，用于激起待测舵面结构的振动，其中所述两台激振设备被置于待测舵面结构一侧，

由四台激光传感器通过多普勒干涉原理检测待测舵面结构的所述振动，其中所述激光传感器被置于待测舵面结构上另一侧，

通过调整工程气动力计算方法，满足测试对不同速度范围的要求。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的飞行器舵面颤振地面模拟测试系统示意图。

图2是根据本发明的一个实施例的气动力确定设备的工作流程图。

图3是根据本发明的一个实施例的舵面气动网格划分方案示意图。

附图标号说明：

1—待测舵面结构  2—激光传感器        3—舱体结构

4—数据采集卡    5—激光传感器控制器  6—气动力确定设备

7—激振设备功放  8—激振器            9—地面基础

具体实施方式

图1显示了根据本发明的一个实施例的飞行器舵面颤振地面模拟测试系统的配置，其中待测舵面结构1安装于舱体3上，舱体端面固支于地面基础9之上。激振设备8置于待测舵面结构右侧。

激光传感器2置于待测舵面结构1左侧，对准测点。

激振设备8用电缆与激振设备功放7的输出端相连；激光传感器2用电缆与激光传感器控制器5相连，激光传感器控制器5与数据采集卡4的输入通道相连；激振器功放7的输入端与数据采集卡4的输出通道相连；数据采集卡4通过电缆（如USB电缆）与气动力确定设备6相连。（气动力确定设备6可以由加载了相关应用的计算机实现，如图1所示意显示的。）

根据本发明的一个实施例的测试方法包括：

-气动力确定设备6生成加载信号，通过数据采集卡4的输出通道发送给激振设备功放7，驱动激振设备运动，激起待测舵面结构1的振动；

-待测舵面结构1上的测点位置粘有反射贴，由激光传感器2发出激光射线并检测经由反射贴反射的激光信号;

-激光传感器2内部的光学元件将检测到的含有振动信息的激光信号转换为多普勒频移，通过多普勒干涉分析将多普勒频移信号转变为与振动速度相对应的电信号（振动响应信号），再经由数据采集卡4的输入通道将振动响应信号传回气动力确定设备6，然后由气动力确定设备6进行气动力计算并生成加载信号。

根据本发明的一个实施例，上述多普勒干涉分析由激光传感器控制器（5）完成。

如图2所示，根据本发明的一个实施例，气动力确定设备6的操作包括：

-由激光传感器2测得、经激光传感器控制器5运算、再通过数据采集卡4送至气动力确定设备6的振动信号，根据气动网格信息和测点位置信息，通过插值获得气动网格控制点处的振动量；（关于“气动网格信息”和“气动网格控制点”，见以下结合图3的说明；）

-由气动力算法，根据所述振动量，算得作用于该气动网格控制点处的气动力大小；

-根据气动网格信息和加载点位置信息，通过插值将各气动网格控制点处的分布气动力转换为加载点的集中力，此即加载信号。

确定“加载信号”通过数据采集卡4送至激振设备功放7，从而驱动激振器8作动。

关于上述气动网格信息和气动网格控制点，气动力计算时，需要对舵面进行气动网格划分，气动网格信息包括气动网格数量和每个气动网格的位置。如图3所示，为根据本发明的一个实施例的舵面气动网格划分方案的示意图；其中，j格为其中一个气动网格。如图3中所示，该网格上的空气动力作用被认为是在其中剖面与1/4弦线的交点处，这个点称为压力点（F点）；其中剖面与3/4弦线的交点处则满足边界条件，该点称为气动网格控制点（H点）。

测点和气动网格信息之间是映射关系，从有限的几个测点处获得振动信息，通过插值得到已经划分好的各气动网格的控制点（图3中H点）处的振动信息。插值的过程即是由少到多，或由多到少的转换。

根据本发明的实施例，上述气动力算法可采用偶极子网格法和活塞理论。（关于偶极子网格法，可参见例如Rodden W.P.,Giesing J.P.,Kalman T.P..Refinement of the Nonplanar Aspects of the Subsonic Doublet-Lattice LiftingSurface Method[J].Journal of Aircraft,1972,V9(1):69-73。关于活塞理论，可参见例如Ashley H.,Zartarian G..Piston Theory-A New Aerodynamic Tool for theAeroelastician[J].Journal of the Aeronautical Sciences,1956,23(12):1109-1118。）

根据本发明的一个实施例，上述插值采用面插值（具体参见例如Robert L.H.,Robert N.D..Interpolation Using Surface Splines[J].Engineering Notes.1971.V9(2):189-191）。

本发明的优点包括：

一、待测结构是1:1的实物，比常规风洞测试简便易行；

二、保持最真实的支持条件，可考虑舵机的动刚度问题；

三、激光传感器与待测舵面结构无接触，没有为系统带来附加质量。

四、舵面刚硬假设下，应用气动力快速计算系统和方法，极大地简化了传感器和激振设备的数量和布局形式。

五、通过调整气动力计算系统和方法，可实现亚声速、超声速乃至高超声速范围的气动力计算。

Claims (9)

1.一种飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统，其特征在于包括：

用于安装待测舵面结构（1）的舱体（3）；

激振设备（8），其被置于待测舵面结构（1）的一侧；

至少一个激光传感器（2）其被置于待测舵面结构（1）的另一侧，并对准测点；

激光传感器控制器（5），所述激光传感器（2）用电缆与激光传感器控制器（5）相连；

激振设备功放（7），激振设备（8）通过电缆与激振设备功放（7）的输出端相连；

气动力确定设备（6）；

数据采集卡（4）。

2.根据权利要求1所述的颤振地面模拟测试系统，其特征在于：

激光传感器控制器（5）与数据采集卡（4）的输入通道相连；

激振器功放（7）的输入端与数据采集卡（4）的输出通道相连；

数据采集卡（4）通过电缆与气动力确定设备（6）相连；

气动力确定设备（6）生成加载信号；

通过数据采集卡（4）的输出通道把所述加载信号发送给激振设备功放（7），驱动激振设备（8），激起待测舵面结构（1）的振动；

在待测舵面结构（1）上的测点位置粘有反射贴，由激光传感器（2）发出激光射线并检测经由反射贴反射的激光信号；

激光传感器（2）包括多普勒频移光学元件，用于将检测到的含有振动信息的激光信号转换为多普勒频移信号，通过多普勒干涉分析将多普勒频移信号转变为与振动速度相对应的振动响应信号，再经由数据采集卡（4）的输入通道将振动响应信号传回气动力确定设备（6），

由气动力确定设备（6）确定气动力并生成加载信号。

3.根据权利要求2所述的颤振地面模拟测试系统，其特征在于所述气动力确定设备（6）用于：

由所述振动响应信号，根据预知的气动网格信息和测点位置信息，通过插值获得气动网格控制点处的振动量；

由气动力算法，根据所述振动量，确定作用于所述气动网格控制点处的气动力大小；

根据气动网格信息和加载点位置信息，通过插值将各气动网格控制点处的分布气动力转换为加载点的集中力，即加载信号。

4.根据权利要求1－3之一所述的颤振地面模拟测试系统，其特征在于包括：

两台激振设备（8），被置于待测舵面结构（1）一侧，其一台抵在舵面根弦后缘，另一台抵在舵面梢弦中间。

四台激光传感器（2）被置于待测舵面结构（1）另一侧，分别测量舵面根弦前后缘和梢弦前后缘四处运动值。

5.根据权利要求1－3之一的飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统，其特征在于

所述舱体（3）的端面固支于地面基础9之上；

气动力确定设备（6）在确定作用于所述气动网格控制点处的气动力大小时，仅考虑舵面绕舵轴的一阶弯曲和扭转自由度，由工程气动力确定方法根据振动响应信号快速求得待测舵面结构所受弯扭力矩，等价转换为两处激振点所需的加载力，生成加载信号。

6.一种飞行器舵面的颤振地面模拟测试方法，其特征在于包括：

利用根据权利要求1－5之一所述的颤振地面模拟测试系统，由气动力确定设备（6）生成加载信号；

通过数据采集卡（4）的输出通道把所述加载信号发送给激振设备功放（7），驱动激振设备（8），激起待测舵面结构（1）的振动；

在待测舵面结构（1）上的测点位置设置反射贴；

利用激光传感器（2）发出激光射线和检测由反射贴反射的激光信号；

用激光传感器（2）包括的多普勒频移光学元件，将检测到的含有振动信息的激光信号转换为多普勒频移信号；

通过多普勒干涉分析，将所述多普勒频移信号转变为与振动速度相对应的振动响应信号，再经由数据采集卡（4）的输入通道将振动响应信号传回气动力确定设备（6）；

由气动力确定设备（6）确定气动力并生成加载信号。

7.根据权利要求6的颤振地面模拟测试方法，其特征在于进一步包括利用所述气动力确定设备（6）：

由所述振动响应信号，根据预知的气动网格信息和测点位置信息，通过插值获得气动网格控制点处的振动量；

由气动力算法，根据所述振动量，确定作用于所述气动网格控制点处的气动力大小；

根据气动网格信息和加载点位置信息，通过插值将各气动网格控制点处的分布气动力转换为加载点的集中力，即加载信号。

8.根据权利要求6－7之一的颤振地面模拟测试方法，其特征在于所述颤振地面模拟测试系统包括：

两台激振设备（8），被置于待测舵面结构（1）一侧，其一台抵在舵面根弦后缘，另一台抵在舵面梢弦中间。

四台激光传感器（2）被置于待测舵面结构（1）另一侧，分别测量舵面根弦前后缘和梢弦前后缘四处运动值。

9.根据权利要求6－7之一的颤振地面模拟测试方法，其特征在于

所述舱体（3）的端面固支于地面基础9之上；

在用气动力确定设备（6）确定作用于所述气动网格控制点处的气动力大小时，仅考虑舵面绕舵轴的一阶弯曲和扭转自由度，由工程气动力确定方法根据振动响应信号快速求得待测舵面结构所受弯扭力矩，等价转换为两处激振点所需的加载力，生成加载信号。

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