CN111767685B - 一种热颤振特性试验方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于超高音速飞行器气动弹性热颤振试验技术领域，具体涉及一种热颤振特性试验方法，包括：获取结构在多个时刻的温度分布，基于各个时刻的温度分布对结构进行加热；构建结构各个时刻的非定常气动力模型；构建激励器，以及构建控制器模型；通过控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力，基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性。

Description

一种热颤振特性试验方法
技术领域
本申请属于超高音速飞行器气动弹性热颤振试验技术领域，具体涉及一种热颤振特性试验方法。
背景技术
高超音速飞行器在高超音速飞行时，会产生强烈的激波与附面层相互相互作用，产生明显的气动加热效应，气动加热一方面降低材料的力学性能，另一方面气动加热往往不均，会产生不均匀的应力分布，使结构的颤振特性发生改变。
获取高超音速飞行器在高超音速飞行时的热颤振特性对于安全设计具有重要意义，当前多是通过以下方法获取高超音速飞行器在高超音速飞行时的热颤振特性：
1）、仿真分析，其构建非仿真模型中存在大量的简化假设，模型过于简化，偏离实际，试验结果与实际情况相差较大；
2）、风洞试验，依赖于高超声速风洞进行，但是由于高超声速风洞试验运行时间不长，无法满足高超声速飞行器长时间运行产生的气动加热效应，虽然近年来部分风洞中增加了加热设备，但是与真实情况依然存在一定的差异，难以获得准确的试验结果。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本专利申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种热颤振特性试验方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种热颤振特性试验方法，包括：
获取结构在多个时刻的温度分布，基于各个时刻的温度分布对结构进行加热；
构建结构各个时刻的非定常气动力模型；
构建激励器，以及构建控制器模型；
通过控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力，基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述获取结构在多个时刻的温度分布，具体为：
基于以下公式对结构在多个时刻的温度分布进行分析获得结构在多个时刻的温度分布：
Figure 445531DEST_PATH_IMAGE001
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述基于各个时刻的温度分布对结构进行加热，具体为：
基于各个时刻的温度分布建立各个时刻的温度分布控制模型，通过温度分布控制模型控制加热系统对结构各个位置进行加热。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述通过温度分布控制模型控制加热系统对结构各个位置进行加热，具体为：
通过温度分布控制模型控制各个石英灯管的开关及其加热功率对结构各个位置进行加热。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，还包括：
对各个时刻的非定常气动力模型进行拟合，得到随时间变化的非定常气动力模型；
所述基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性，具体为：
基于随时间变化的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，温度分布控制模型输出一路信号，用以控制随时间变化的非定常气动力模型的启动。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，加热系统包括：多个石英灯管。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，各个时刻以拉丁采样的方法进行选取。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述构建结构各个时刻的非定常气动力模型，具体为：
基于结构激振点、拾振点的位置计算插值矩阵，获得各个时刻的非定常气动力影响系数矩阵，基于各个时刻的气动力影响系数矩阵得到对应时刻的非定常气动力模型。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述基于各个时刻的气动力影响系数矩阵得到对应时刻的非定常气动力模型，具体为：
将各个时刻的气动力影响系数矩阵转换至时域，得到对应时刻的非定常气动力模型。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述将各个时刻的气动力影响系数矩阵转换至时域，具体为：
通过最小状态法对各个时刻的气动力影响系数矩阵进行拟合，转换至时域。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，还包括：
对结构上激振点、拾振点位置进行优化，使满足广义等效要求；
所述基于结构激振点、拾振点的位置计算插值矩阵，具体为：
基于优化后的激振点、拾振点的位置计算插值矩阵。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述对结构上激振点、拾振点位置进行优化，具体为：
采用遗传算法对结构上激振点、拾振点位置进行优化。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述构建激振器，具体为：
在结构上激振点处施加扫频信号，获得输入及输出特性，基于该输入及输出特性构建激振器。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，所述构建控制器模型，具体为：
利用鲁棒控制算法构建控制器模型。
根据本申请的至少一个实施例，上述颤振特性试验方法中，对温度分布控制模型、随时间变化的非定常气动力模型、控制器模型进行系统集成，构建颤振性能试验系统；
所述通过控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力，具体为：
通过颤振性能试验系统中的控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力。
本申请至少存在以下有益技术效果：
提供了一种热颤振特性试验方法，该热颤振特性试验方法，可应用于飞机的结构，其基于各个时刻的温度分布对飞机的结构进行加热，可模拟飞机的结构真实的受热环境，通过控制器模型控制控制器向非机动的结构模拟施加各个时刻的气动力，基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性，具有较高的准确性。
附图说明
图1是本申请实施例提供的热颤振特性试验方法示意图；
图2是本申请实施例提供的结构温度计算网格示意图；
图3是本申请实施例提供的结构温度分布示意图；
图4是本申请实施例提供的非定常气动模型的示意图；
图5是本申请实施例提供的温度分布控制模型、随时间变化的非定常气动力模型、控制器模型进行系统集成示意图；
图6是本申请实施例提供的颤振性能试验系统的示意图；
其中：
1-待测试结构；2-半实物仿真系统；3-非定常气动模型；4-控制器模型；5-加速度位移传感器；6-功率放大器；7-激励器；8-力传感器；9-石英灯。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图6对本申请做进一步详细说明。
一种热颤振特性试验方法，包括：
获取结构在多个时刻的温度分布，基于各个时刻的温度分布对结构进行加热；
构建结构各个时刻的非定常气动力模型；
构建激励器，以及构建控制器模型；
通过控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力，基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性。
对于上述实施例公开的热颤振特性试验方法，领域内技术人员可以理解的是，其中的结构可以是飞机的结构，其中的多个时刻位于飞机的飞行包线内。
对于上述实施例公开的热颤振特性试验方法，领域内技术人员还可以理解的是，其基于各个时刻的温度分布对结构进行加热，可模拟结构真实的受热环境，通过控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力，基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性，具有较高的准确性。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述获取结构在多个时刻的温度分布，具体为：
基于以下公式对结构在多个时刻的温度分布进行分析，通过划分网格的方法，获得结构在多个时刻的温度分布，具体可参见图2-图3：
Figure 371899DEST_PATH_IMAGE001
。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述基于各个时刻的温度分布对结构进行加热，具体为：
基于各个时刻的温度分布建立各个时刻的温度分布控制模型，通过温度分布控制模型控制加热系统对结构各个位置进行加热。
对于上述实施例公开的热颤振特性试验方法，领域内技术人员可以理解的是，在获得各个时刻的温度分布后，可以对结构进行分区，依据分区的温度计算热流密度，基于此通过温度分布控制模型控制加热系统对结构各个位置进行加热。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，加热系统包括：多个石英灯管。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述通过温度分布控制模型控制加热系统对结构各个位置进行加热，具体为：
通过温度分布控制模型控制各个石英灯管的开关及其加热功率对结构各个位置进行加热。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，还包括：
对各个时刻的非定常气动力模型进行拟合，得到随时间变化的非定常气动力模型；
所述基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性，具体为：
基于随时间变化的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，采用Kriging代理模型对整个飞行包线进行气动力建模，自变量为时间，拟合参数各个时刻的非定常气动力模型，进行一维拟合，即可获得非定常气动力矩阵随时间变化的模型，如图4所示，上述模型可在matlab/Simulink中通过S-function实现，其中的
Figure 517097DEST_PATH_IMAGE002
为建立的Kriging模型，由Matlab/Simulink中的S-function进行定义。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，温度分布控制模型输出一路信号，用以控制随时间变化的非定常气动力模型的启动，以保障两者间的时间同步。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，各个时刻以拉丁采样的方法进行选取，以克服时刻点的选取对结果的不利影响。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述构建结构各个时刻的非定常气动力模型，具体为：
基于结构激振点、拾振点的位置计算插值矩阵，获得各个时刻的非定常气动力影响系数矩阵，基于各个时刻的气动力影响系数矩阵得到对应时刻的非定常气动力模型。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述基于各个时刻的气动力影响系数矩阵得到对应时刻的非定常气动力模型，具体为：
将各个时刻的气动力影响系数矩阵转换至时域，得到对应时刻的非定常气动力模型。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述将各个时刻的气动力影响系数矩阵转换至时域，具体为：
通过最小状态法对各个时刻的气动力影响系数矩阵进行拟合，转换至时域。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，还包括：
对结构上激振点、拾振点位置进行优化，使满足广义等效要求；
所述基于结构激振点、拾振点的位置计算插值矩阵，具体为：
基于优化后的激振点、拾振点的位置计算插值矩阵。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述对结构上激振点、拾振点位置进行优化，具体为：
采用遗传算法对结构上激振点、拾振点位置进行优化。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述构建激振器，具体为：
在结构上激振点处施加扫频信号，获得输入及输出特性，基于该输入及输出特性构建激振器。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，所述构建控制器模型，具体为：
利用鲁棒控制算法构建控制器模型，以具有较高的精度。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，对温度分布控制模型、随时间变化的非定常气动力模型、控制器模型进行系统集成，如图5所示，构建颤振性能试验系统，如图6所示；
所述通过控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力，具体为：
通过颤振性能试验系统中的控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力。
在一些可选的实施例中，上述颤振特性试验方法中，可利用飞行包线，对结构的测试条件进行设置，主要包含密度以及测试来流速度两个条件，由于两者也是时变的，可采用上述的Kriging模型对速度和密度进行建模。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种热颤振特性试验方法，其特征在于，包括：
获取结构在多个时刻的温度分布，基于各个时刻的温度分布对结构进行加热；
构建结构各个时刻的非定常气动力模型；
构建激励器，以及构建控制器模型；
通过控制器模型控制控制器向结构模拟施加各个时刻的气动力，基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性；
所述基于各个时刻的温度分布对结构进行加热，具体为：
基于各个时刻的温度分布建立各个时刻的温度分布控制模型，通过温度分布控制模型控制加热系统对结构各个位置进行加热；
加热系统包括：多个石英灯管；
所述通过温度分布控制模型控制加热系统对结构各个位置进行加热，具体为：
通过温度分布控制模型控制各个石英灯管的开关及其加热功率对结构各个位置进行加热；
对各个时刻的非定常气动力模型进行拟合，得到随时间变化的非定常气动力模型，具体为：采用Kriging代理模型进行气动力建模，自变量为时间，拟合参数各个时刻的非定常气动力模型，进行一维拟合，得到非定常气动力矩阵随时间变化的模型；
所述基于对应时刻的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性，具体为：
基于随时间变化的非定常气动力模型得到对应时刻的热颤振特性；
温度分布控制模型输出一路信号，用以控制随时间变化的非定常气动力模型的启动。
2.根据权利要求1所述的热颤振特性试验方法，其特征在于，
各个时刻以拉丁采样的方法进行选取。
3.根据权利要求1所述的热颤振特性试验方法，其特征在于，
所述构建结构各个时刻的非定常气动力模型，具体为：
基于结构激振点、拾振点的位置计算插值矩阵，获得各个时刻的非定常气动力影响系数矩阵，基于各个时刻的气动力影响系数矩阵得到对应时刻的非定常气动力模型。
4.根据权利要求3所述的热颤振特性试验方法，其特征在于，
所述基于各个时刻的气动力影响系数矩阵得到对应时刻的非定常气动力模型，具体为：
将各个时刻的气动力影响系数矩阵转换至时域，得到对应时刻的非定常气动力模型。
5.根据权利要求4所述的热颤振特性试验方法，其特征在于，
所述将各个时刻的气动力影响系数矩阵转换至时域，具体为：
通过最小状态法对各个时刻的气动力影响系数矩阵进行拟合，转换至时域。
6.根据权利要求3所述的颤振特性试验方法，其特征在于，
还包括：
对结构上激振点、拾振点位置进行优化，使满足广义等效要求；
所述基于结构激振点、拾振点的位置计算插值矩阵，具体为：
基于优化后的激振点、拾振点的位置计算插值矩阵。
7.根据权利要求6所述的颤振特性试验方法，其特征在于，
所述对结构上激振点、拾振点位置进行优化，具体为：
采用遗传算法对结构上激振点、拾振点位置进行优化。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114818550B (zh) * 2022-06-30 2022-09-13 中国飞机强度研究所 一种飞机振动试验中时变气动载荷地面等效模拟方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104182560A (zh) * 2014-01-08 2014-12-03 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 飞行器颤振预测分析方法和装置
CN105631125A (zh) * 2015-12-28 2016-06-01 北京理工大学 基于降阶模型的气动-热-结构耦合分析方法
CN108333945A (zh) * 2018-03-02 2018-07-27 西安费斯达自动化工程有限公司 飞机颤振试验分布式充分激励输入信号设计方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104182560A (zh) * 2014-01-08 2014-12-03 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 飞行器颤振预测分析方法和装置
CN105631125A (zh) * 2015-12-28 2016-06-01 北京理工大学 基于降阶模型的气动-热-结构耦合分析方法
CN108333945A (zh) * 2018-03-02 2018-07-27 西安费斯达自动化工程有限公司 飞机颤振试验分布式充分激励输入信号设计方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Ground Flutter Simulation Test Based on Reduced Order Modeling of Aerodynamics by CFD/CSD Coupling Method;Binwen Wang 等;《International journal of applied mechanics》;20190221;第1-14页 *
跨音速翼型的非线性颤振特性研究;牟让科 等;《应用力学学报》;20010930;第18卷;第185-188页 *

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