CN105954000A - 一种飞行颤振模型 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行颤振模型，包括弹性模型、动力系统、飞控系统、起降系统、数据采集系统，通过弹性模型、动力系统、飞控系统、起降系统、以及数据采集系统组成一个能够在大气中飞行的颤振模型，不仅模拟了飞机的结构动力学特性，而且能够准确反映飞机的刚体运动特性，通过飞行颤振模型，能够验证常规颤振特性，刚弹耦合颤振特性以及气动伺服弹性稳定性。本发明的飞行颤振模型具有安全性高、适用范围广、价格低廉等诸多优点。

Description

一种飞行颤振模型

技术领域

本发明属于飞机气动弹性试验领域，尤其涉及一种飞行颤振模型。

背景技术

当飞行器飞行达到一定速度时，由于空气动力和结构弹性振动的相互影响，飞行器会发生一种称之为颤振的自激振动，这时的速度叫颤振临界速度。大多数颤振会造成灾难性后果，如飞机的机翼和尾翼在以秒计的短时间内发生破坏，所以要针对飞机进行颤振特性的试验。针对颤振特性的试验验证技术主要包括风洞试验和飞机颤振试飞，两者都有局限性。颤振风洞试验用缩尺模型在风洞中进行，主要验证弹性飞机的颤振特性，无法完全模拟真实飞机的自由飞行状态，也就无法考察刚弹耦合颤振特性以及气动伺服弹性稳定性；颤振试飞是飞机颤振特性的最直接验证，但是要承担可能机毁人亡的重大风险，而且试飞过程中，通常不会飞到临界颤振速度，也就无法得到真实的颤振特性。

在采用模型进行飞机颤振试验时，模型通常分为两种，一种是静态模型，这类模型无动力系统、控制律等部件，不能模拟飞机的飞行，也就无法考擦飞机的刚弹耦合等特性；另一种是动态模型，此类模型可以飞机及控制，但是动态模型通常在结构上无法模拟出飞机的质惯量特性等，也就无法考察飞机的气动弹性等特性。

因此，为了准确考量飞机的颤振特性，在飞机颤振试飞前提供可靠的试验依据，需要设计一种满足结构动力学相似条件的带动力飞行颤振模型，基于该模型还可以实现主动颤振抑制等先进气动弹性技术的验证。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行颤振模型，解决上述问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种飞行颤振模型，用于进行飞机的飞行颤振特性验证，包括：

弹性模型，所述弹性模型包括机身、机翼、平尾、垂尾和发动机，以及所述弹性模型进一步包括金属梁、维型框和配重块，所述金属梁为飞机主体承力框架，通过改变金属梁在各个框段位置的截面尺寸来模拟机翼、机身、平尾、垂尾和发动机部件沿展向的刚度分布，所述维型框为机翼承力框架，且在维形框的前后缘粘贴配重块，从而实现包括机翼、机身、平尾、垂尾和发动机部件沿展向各个框段的质量分布；

动力系统，包括安装在机翼上的发动机，以及安装在机身内的动力源；

飞控系统，包括安装在机身上的飞控计算机和飞控传感器，以及安装在机翼、平尾和垂尾上的伺服作动器；

起降系统，包括安装在机身上的前起落架、主起落架、降落回收装置；

数据采集系统，包括安装在机身上的实时数据采集器和布置在弹性模型上的加速度传感器。

进一步地，所述金属梁0的截面为十字形，且十字形截面的竖直方向的宽度不等于水平方向的宽度，所述水平方向为平行于机翼的方向。

进一步地，所述竖直方向的宽度大于水平方向的宽度。

进一步地，所述金属梁的材料为铝合金。

进一步地，所述配重块的材料为铅或钨镍铁合金。

进一步地，通过在所述飞控系统设置不同的控制律实现飞行颤振模型的预定试验用途，包括气动伺服弹性稳定性验证、颤振主动抑制系统验证、刚弹耦合颤振特性验证。

本发明的一种飞行颤振模型不仅模拟了飞机的结构动力学特性，而且能够准确反映飞机的刚体运动特性，可以实现常规颤振特性，刚弹耦合颤振特性以及气动伺服弹性稳定性的试验验证，具有安全性高、适用范围广等优点。

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飞机颤振模型结构示意图。

图2为本发明一实施例的金属梁结构示意图。

图3为本发明一实施例的维型框和配重块示意图。

其中，1-机身，2-机翼，3-平尾，4-垂尾，5-发动机，6-动力源，7-飞控计算机，8-飞控传感器，9-伺服作动器，10-前起落架，11-主起落架，12-降落回收装置，13-数据采集器，14-速度传感器，101-金属梁，102-维型框，103-配重块。

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。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

如图1至图3所示，本发明的飞行颤振模型主要包含五个部分：弹性模型、动力系统、飞控系统、起降系统、以及数据采集系统：其中，弹性模型，包括模拟了飞机质惯量特性和刚度特性的机身1、机翼2、平尾3、垂尾4和发动机5，组成弹性模型的几个部分按照真实飞机的尺寸等比缩小，且连接结构及方式也与真实飞机相同，弹性模型采用金属梁101+维形框102+配重块103的形式，通过金属梁101来模拟刚度特性，可以准确模拟垂向、侧向和扭转三个方向的刚度,具体的，金属梁101位置为刚心位置，通过改变金属梁101在各个框段位置的截面尺寸来模拟机翼2、机身1、平尾3、垂尾4等部件沿展向的刚度分布；通过在维形框102的前后缘粘贴配重块102来模拟质惯量特性，可以准确模拟质心、质量和惯量，具体的，按照各个框段的目标质量特性，扣除金属梁101和维形框102的结构质量，计算各个维形框102额外需要施加的配重及位置，然后采用铅或钨镍铁合金来充当配重块粘贴到维形框102的前后缘，从而实现机翼2、机身1、平尾3、垂尾4等部件沿展向各个框段的质量分布。此外，金属梁101的截面为十字形，且十字形截面的竖直方向的宽度不等于水平方向的宽度，水平方向为平行于机翼的方向。进一步的，竖直方向的宽度大于水平方向的宽度。

需要说明的是，金属梁101采用铝合金可以减轻模型重量，而配重块103采用铅或钨镍铁合金，是因为这些材料比重大，只需较小的体积即可达到配重的目的。

动力系统，包括安装在机翼2上的发动机5，以及安装在机身1内的动力源6，用于提供飞行颤振模型飞行所需的动力；飞控系统，包括安装在机身1上的飞控计算机7和飞控传感器8，用于控制调整飞机的飞行姿态，模拟真实飞机飞行过程中可能涉及到的飞行动作；以及安装在机翼2、平尾3、垂尾4上的伺服作动器9；起降系统，包括安装在机身1上的前起落架10、主起落架11、降落回收装置12；数据采集系统，包括安装在机身1上的实时数据采集器13和布置在弹性模型上的加速度传感器14，用于采集飞机颤振飞行过程中的各种参数。本发明的飞行颤振模型在外形上按照真实飞机的尺寸等比缩小，但是依旧满足其刚度要求，在动力、飞控、起降等方面参照真实飞机进行设计，最后在飞行颤振模型上在加设传感器与采集器，进行数据的采集。

本发明的飞机颤振模型在常规飞行颤振试验、刚弹耦合颤振飞行试验以及主动启动弹性控制飞行试验等方面的实施方案为：

1、常规飞行颤振试验：飞行控制系统控制飞机模型在不同速度下定常平飞，在平飞过程中通过操纵面正弦扫频激励飞机的弹性振动，数据采集器13实时记录加速度传感器14以及飞控传感器8的测量信号，作为试验数据，用于颤振分析；

2、刚弹耦合颤振飞行试验：主要针对飞翼式布局的飞机，模型的飞行方式、操纵面激励方式以及数据采集方式均与实施方案1所述模型常规颤振飞行试验一致；

3、主动气动弹性控制飞行试验：将颤振主动抑制、阵风减缓等主动启动弹性控制律加入到飞行控制系统中，进行模型飞行试验，如：

(a)颤振主动抑制试验：开启颤振主动抑制控制律后，按方案1所述常规颤振试验方案进行试验；

(b)阵风减缓试验：在阵风风场中进行飞行试验，数据采集器13记录阵风减缓控制律开启和关闭状态下的飞机模型姿态和振动加速度信号，作为试验数据，用于试后分析；

4、当飞机模型在飞行试验中发生意外时，降落回收装置会自动启动，将载有飞控计算机、数据采集器等重要装置的机身和其他残留部件安全落回地面。

本发明的飞行颤振模型不仅模拟了飞机的结构动力学特性，而且能够准确反映飞机的刚体运动特性，可以实现常规颤振特性，刚弹耦合颤振特性以及气动伺服弹性稳定性的试验验证。同现有技术相比，这里设计的飞行颤振模型弥补了颤振风洞试验无法完全模拟自由飞行状态，以及飞机颤振试飞很难得到临界颤振特性的缺点，又克服了使用真实飞机进行颤振试验的高昂费用问题，及使用真实飞机产生的各类不确定风险问题，还可以克服真实飞机无法进行到临界颤振速度的问题。基于本发明的飞行颤振模型还可以实现主动颤振抑制等先进气动弹性技术的验证，通过弹性模型、动力系统、飞控系统、起降系统、以及数据采集系统，组成一个能够在大气中飞行的颤振模型，不仅模拟了飞机的结构动力学特性，而且能够准确反映飞机的刚体运动特性，通过飞行颤振模型，能够验证常规颤振特性，刚弹耦合颤振特性以及气动伺服弹性稳定性。

综上，本发明的飞行颤振模型具有安全性高、适用范围广、价格低廉等诸多优点。

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。

Claims (6)

1.一种飞行颤振模型，用于进行飞机的飞行颤振特性验证，其特征在于，包括：

弹性模型，所述弹性模型包括机身(1)、机翼(2)、平尾(3)、垂尾(4)和发动机(5)，以及所述弹性模型进一步包括金属梁(101)、维型框(102)和配重块(103)，所述金属梁(101)为飞机主体承力框架，通过改变金属梁(101)在各个框段位置的截面尺寸来模拟机翼、机身、平尾、垂尾和发动机部件沿展向的刚度分布，所述维型框(102)为机翼承力框架，且在维形框(102)的前后缘粘贴配重块(103)，从而实现包括机翼、机身、平尾、垂尾和发动机部件沿展向各个框段的质量分布；

动力系统，包括安装在机翼(2)上的发动机(5)，以及安装在机身(1)内的动力源(6)；

飞控系统，包括安装在机身(1)上的飞控计算机(7)和飞控传感器(8)，以及安装在机翼(2)、平尾(3)和垂尾(4)上的伺服作动器(9)；

起降系统，包括安装在机身(1)上的前起落架(10)、主起落架(11)、降落回收装置(12)；

数据采集系统，包括安装在机身(1)上的实时数据采集器(13)和布置在弹性模型上的加速度传感器(14)。

2.根据权利要求1所述的飞行颤振模型，其特征在于，所述金属梁(101)的截面为十字形，且十字形截面的竖直方向的宽度不等于水平方向的宽度，所述水平方向为平行于机翼的方向。

3.根据权利要求2所述的飞行颤振模型，其特征在于，所述竖直方向的宽度大于水平方向的宽度。

4.根据权利要求1-3任一所述的飞行颤振模型，其特征在于，所述金属梁的材料为铝合金。

5.根据权利要求1所述的飞行颤振模型，其特征在于，所述配重块的材料为铅或钨镍铁合金。

6.根据权利要求1所述的飞行颤振模型，其特征在于，通过在所述飞控系统设置不同的控制律实现飞行颤振模型的预定试验用途，包括气动伺服弹性稳定性验证、颤振主动抑制系统验证、刚弹耦合颤振特性验证。