CN108318203B - 飞行器等价地面颤振综合试验方法 - Google Patents

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Abstract

为了克服现有技术缺乏地面颤振试验系统方法和评价指标的技术缺陷，本发明提供了飞行器等价地面颤振综合试验方法，该方法通过分析不同温度、飞行速度、大气密度、气流环境对飞行器所受弹性气动力耦合的影响，建立非线性偏微分方程描述的飞行器弹性气动力模型；在此模型基础上，根据已有试验数据分析，优化信号激励/拾振点布局，采用偏微分方程反卷积方法，设计获取气动力输入信号理论值，采用多点分布激励力控制方法，有效跟踪输入信号理论值，精确控制多点激振力，实现多点激励力模拟气动力的效果；建立结构温度试验覆盖大范围温度的环境，采用专用多点非接触高速图像与接触式传感器一体化融合检测方法，解决了接触式传感器无法精确检测超低温、高温情况下结构振动幅度、频率的问题。

Description

飞行器等价地面颤振综合试验方法
技术领域
本发明涉及民用飞机、战斗机、无人机等飞行器飞行安全地面综合试验方法，特别涉及飞行器等价地面颤振综合试验方法，属于航空航天与信息技术领域。
背景技术
颤振是弹性结构在均匀气流中受到空气动力、弹性力和惯性力的耦合作用而发生的一种大幅度振动现象。对于飞机而言，在飞行中受到不确定扰动后会发生振动。此时，由于气流的作用，飞机的弹性结构如机翼、尾翼或操纵面将会产生附加气动力；作为一种激振力，附加气动力将加剧结构的振动。同时空气对飞机结构的阻尼力又试图减弱振动；在低速飞行时，由于阻尼力占优，扰动后的振动逐渐消失；当达到某一飞行速度即颤振临界飞行速度颤振边界后，激振力占优，平衡位置失稳，将产生大幅度振动，导致飞机在数秒内解体，酿成灾难性后果；可以说，从航空工业起步的那一天起，颤振就一直是航空界研究的热门问题。
为避免颤振事故发生，新机研制必须经历颤振试验环节，以确定不发生飞行颤振的稳定飞行包线；开展颤振问题研究主要有两类途径，一是数值计算：这需要对分析对象进行数学建模，此过程需要在结构、气动等方面引入一定的假设，难以考虑真实存在的各种非线性因素和建模误差的影响，分析结果具有一定的参考价值，但可能与实际情况有较大的偏差；二是试验手段：与颤振有关的试验主要有风洞试验和飞行试验。风洞试验可以考虑气动力影响，但此方法要求将试验对象进行缩比设计，缩比模型与真实结构存在一定的差别，且由于风洞洞壁与支架的干扰气动力难免失真；此外对于高速、热环境等情况，风洞试验模拟费用昂贵且实施困难。飞行试验可以完全模拟试验对象的真实工作环境，但试验的条件受限、费用高且风险大，飞机一旦在空中发生颤振，会在几秒甚至更短的时间内解体，飞行员几乎没有处置时间，逃脱概率基本为零。
地面颤振模拟试验就是一种可以有效弥补传统试验不足的、极具生命力的颤振研究方法。地面试验以飞行器地面颤振试验系统为研究对象，以多学科设计优化理论研究为核心，密切结合飞行器地面颤振试验系统的工程特点，突破等效试验建模方法、多点分布式气动力建模与控制、颤振试验一体化检测方法等关键技术，着力解决飞行器颤振气动力模型难实现、多点激振力无法精确控制、颤振试验结果无法反复回放等问题，提高总体设计水平。
航空界、力学界虽然较早对避免颤振的问题进行了研究，但目前的研究还是初级阶段，没有形成一个系统的理论方法体系；现有的方法缺乏飞行器等价地面颤振试验方法和评价。
发明内容
为了克服现有技术缺乏地面颤振试验系统方法和评价指标的技术缺陷，本发明提供了飞行器等价地面颤振综合试验方法，该方法通过分析不同温度、飞行速度、大气密度、气流环境对飞行器所受弹性气动力耦合的影响，建立非线性偏微分方程描述的飞行器弹性气动力模型；在此模型基础上，根据已有试验数据分析，优化信号激励/拾振点布局，采用偏微分方程反卷积方法，设计获取气动力输入信号理论值，采用多点分布激励力控制方法，有效跟踪输入信号理论值，精确控制多点激振力，实现多点激励力模拟气动力的效果；建立结构温度试验覆盖大范围温度的环境，采用专用多点非接触高速图像与接触式传感器一体化融合检测方法，解决了接触式传感器无法精确检测超低温、高温情况下结构振动幅度、频率的问题。
本发明解决其技术问题采用的技术方案是，一种飞行器等价地面颤振综合试验方法，其特征包括以下步骤：
（1）通过分析不同温度、飞行速度、大气密度、气流环境对飞行器所受气动力的影响，通过基本性能下的参数特性曲线，直观的给出各个参数之间的影响关系，根据已有飞行试验数据对弹性气动力模型进行分析，综合分析各个参数采用非线性偏微分方程形式描述不同温度、飞行速度、大气密度和气流环境对飞行器弹性气动力的影响，通过已有飞行试验数据以及机翼局部高温颤振试验数据，采用模型优选判据确定飞行器弹性气动力模型结构和参数，提高模型的结构辨识计算效率以及其辨识数值的稳定性，有效地识别飞行器弹性气动力模型，针对不同情况采用相应条件的测试方案，测试验证不同飞行条件下的飞行器弹性气动力模型准确性；
(2) 在建立的不同飞行条件下的气动力模型基础上，根据给定温度、飞行速度、大气密度飞行响应数据，通过不同信号激励/拾振点布局，使用偏微分方程反卷积方法设计得到输入信号的理论值及振动规律，构造信号激励方案，使用多点分布式激振系统实时加载激励力，模拟输入信号的理论值，根据多点激振试验得到响应数据，达到精确模拟飞行器弹性气动力的效果；
(3) 通过多点激励力输入信号理论值确定多点分布式激振控制控制规律，给出飞行器在不同温度、飞行速度、大气密度情况下多点分布激励力系统工程实现的硬件系统结构及控制方案，使用FPGA阵列在线控制模拟，得到多点不同分布激励力输出且每点控制频率上千次/秒，精确模拟气动力，使得实际激励信号能够最大程度跟踪输入信号理论值，实现模拟气动力与目标气动力信号误差最小；
(4) 将振动可接触式传感器与可屏蔽高温与低温影响的高速图像信号采集系统相结合，融合接触式与非接触式传感器检测信号，实时记录分析颤振过程，直观的获得振动幅值和频率，二者结合实现颤振试验的振动检测一体化、可视化数据获取和试验结果分析；高速图像信号采集系统采集真彩图像帧率1000帧/秒，FPGA阵列在线图像处理输出振动信号1000次/秒、测量飞机颤振信号；
(5) 针对多种型号飞机缩比模型的全机超低温、正常温度以及局部超高温不同情况地面颤振试验，对地面颤振试验系统进行模型参数实时修正和结构在线调整，确保地面颤振试验与飞行试验的等价性与一致性；并通过自加热模拟高速飞行状态进行地面颤振试验。
本发明的有益结果是：通过分析不同温度、飞行速度、大气密度、气流环境对飞行器所受弹性气动力耦合的影响，建立非线性偏微分方程描述的飞行器弹性气动力模型；在此模型基础上，根据已有试验数据分析，优化信号激励/拾振点布局，采用偏微分方程反卷积方法，设计获取气动力输入信号理论值，采用多点分布激励力控制方法，有效跟踪输入信号理论值，精确控制多点激振力，实现多点激励力模拟气动力的效果；建立结构温度试验覆盖大范围温度的环境，采用专用多点非接触高速图像与接触式传感器一体化融合检测方法，解决了接触式传感器无法精确检测超低温、高温情况下结构振动幅度、频率的问题；克服了现有技术缺乏地面颤振试验系统方法和评价指标的技术缺陷。
下面结合附图和实例对本发明作详细说明。
附图说明
附图1：试验系统平台框图；
附图2：试验系统评价框图。
具体实施方式
参照附图1、附图2。
（1）通过分析-50℃—500℃范围的不同温度、飞行速度、大气密度、气流环境对飞行器所受气动力的影响，通过基本性能下的参数特性曲线，直观的给出各个参数之间的影响关系，根据已有飞行试验数据对飞行器弹性气动力模型进行分析，综合分析各个参数采用非线性偏微分方程形式描述不同温度、飞行速度、大气密度和气流环境对飞行器弹性气动力的影响，通过已有飞行试验数据以及机翼局部高温颤振试验数据，采用模型优选判据确定飞行器弹性气动力模型结构和参数，提高模型的结构辨识计算效率以及其辨识数值的稳定性，有效地识别飞行器弹性气动力模型，针对不同情况采用相应条件的测试方案，测试验证不同飞行条件下的飞行器弹性气动力模型准确性；
(2) 在建立的不同飞行条件下的气动力模型基础上，根据给定温度、飞行速度、大气密度飞行响应数据，通过不同信号激励/拾振点布局，使用偏微分方程反卷积方法设计得到输入信号的理论值及振动规律，构造信号激励方案，使用多点分布式激振系统实时加载激励力，模拟输入信号的理论值，根据多点激振试验得到响应数据，达到精确模拟飞行器弹性气动力的效果；
(3) 通过多点激励力输入信号理论值确定多点分布式激振控制控制规律，给出飞行器在不同温度、飞行速度、大气密度情况下300点分布激励力系统工程实现的硬件系统结构及控制方案，使用FPGA阵列在线控制模拟，得到多点不同分布激励力输出且每点控制频率1000次/秒，精确模拟气动力，使得实际激励信号能够最大程度跟踪输入信号理论值，实现模拟气动力与目标气动力信号误差最小；
(4) 将振动可接触式传感器与可屏蔽高温与低温影响的高速图像信号采集系统相结合，融合接触式与非接触式传感器检测信号，实时记录分析颤振过程，直观的获得振动幅值和频率，二者结合实现颤振试验的振动检测一体化、可视化数据获取和试验结果分析；高速图像信号采集系统采集真彩图像分辨率为640*480、帧率1000帧/秒，FPGA阵列在线图像处理输出振动信号1000次/秒、测量-50℃—500℃飞机颤振信号；
(5) 针对多种型号飞机缩比模型的全机超低温、正常温度以及局部超高温不同情况地面颤振试验，对地面颤振试验系统进行模型参数实时修正和结构在线调整，确保地面颤振试验与飞行试验的等价性与一致性；并通过自加热模拟高速飞行状态进行地面颤振试验。

Claims (1)

1.一种飞行器等价地面颤振综合试验方法，其特征包括以下步骤：
（1）通过分析不同温度、飞行速度、大气密度、气流环境对飞行器所受气动力的影响，通过基本性能下的参数特性曲线，直观的给出各个参数之间的影响关系，根据已有飞行试验数据对飞行器弹性气动力模型进行分析，综合分析各个参数采用非线性偏微分方程形式描述不同温度、飞行速度、大气密度和气流环境对飞行器弹性气动力的影响，通过已有飞行试验数据以及机翼局部高温颤振试验数据，采用模型优选判据确定飞行器弹性气动力模型结构和参数，提高模型的结构辨识计算效率以及其辨识数值的稳定性，有效地识别飞行器弹性气动力模型，针对不同情况采用相应条件的测试方案，测试验证不同飞行条件下的飞行器弹性气动力模型准确性；
(2) 在建立的不同飞行条件下的气动力模型基础上，根据给定温度、飞行速度、大气密度飞行响应数据，通过不同信号激励/拾振点布局，使用偏微分方程反卷积方法设计得到输入信号的理论值及振动规律，构造信号激励方案，使用多点分布式激振系统实时加载激励力，模拟输入信号的理论值，根据多点激振试验得到响应数据，达到精确模拟飞行器弹性气动力的效果；
(3) 通过多点激励力输入信号理论值确定多点分布式激振控制规律，给出飞行器在不同温度、飞行速度、大气密度情况下多点分布激励力系统工程实现的硬件系统结构及控制方案，使用FPGA阵列在线控制模拟，得到多点不同分布激励力输出且每点控制频率上千次/秒，精确模拟气动力，使得实际激励信号能够最大程度跟踪输入信号理论值，实现模拟气动力与目标气动力信号误差最小；
(4) 将振动可接触式传感器与可屏蔽高温与低温影响的高速图像信号采集系统相结合，融合接触式与非接触式传感器检测信号，实时记录分析颤振过程，直观的获得振动幅值和频率，二者结合实现颤振试验的振动检测一体化、可视化数据获取和试验结果分析；高速图像信号采集系统采集真彩图像帧率1000帧/秒，FPGA阵列在线图像处理输出振动信号1000次/秒、测量飞机颤振信号；
(5) 针对多种型号飞机缩比模型的全机超低温、正常温度以及局部超高温不同情况地面颤振试验，对地面颤振试验系统进行模型参数实时修正和结构在线调整，确保地面颤振试验与飞行试验的等价性与一致性；并通过自加热模拟高速飞行状态进行地面颤振试验。
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