CN112067226A - 一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，属于机翼动力学耦合风洞试验技术领域，本发明的方法为：1、试验准备：选取带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合风洞试验模型；2、试验测试：开启风洞，给定初始风速；调整舵面偏转角，观察模型振动现象，采集记录试验数据，分析判断下一步是改变舵面偏角或是增加风速；3、参数调整：如果针对某一模型状态的变偏转角、变风速测试都已完成，则改变模型参数；本发明通过风洞试验的方法来研究带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼的动力学耦合现象，相比于数值求解而言，风洞试验方法要更加有效便捷。

Description

一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法
技术领域
本发明属于机翼动力学耦合风洞试验技术领域，具体涉及一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合模型风洞试验方法。
背景技术
常规布局的机翼与带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼存在较大的差异。由于机翼的展弦比较大，以及开裂式阻力舵的存在，在飞行过程中，可能会发生面内和面外运动的耦合，从而带来新的动力学耦合现象。
在开裂式阻力舵打开时，舵面上容易产生脱落涡，引发涡激共振；或影响机翼的颤振特性。与常规布局的差异导致了以往的理论分析方法不适用于带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼；而面内、面外运动耦合，以及阻力舵面偏转和脱落涡引起的新的耦合问题，导致了该类机翼在理论分析上较为复杂，因此传统的动力学试验方法在这类机翼的动力学耦合试验方面存在很大的缺陷，故本专利提出针对该类机翼的动力学耦合风洞试验方法。
发明内容
针对上述现有技术中存在的问题，本发明提供一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合模型风洞试验方法，用于研究飞行过程中阻力舵偏转不同角度时，舵面运动与机翼面内、面外运动耦合的动力学特性，通过风洞试验的方法来研究带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼的动力学耦合现象，相比于数值求解而言，风洞试验方法要更加有效便捷。
本发明是这样实现的
一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，其特征在于，所述的方法步骤为：
步骤一、选取带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合风洞试验模型：选定基础模型状态，确定面内刚度、面外刚度、阻力舵面操纵刚度状态并安装模型；安装调试模型后，测量模型参数对应的面内模态频率、面外模态频率以及舵面旋转模态频率；
步骤二、试验测试：开启风洞，给定初始风速；调整舵面偏转角，观察模型振动现象，采集记录试验数据，如果没有发生明显的耦合振动现象，那么下一步继续改变舵面偏角观察试验现象，如果遍历了开裂式阻力舵模型的偏角范围，则通过增加风速进一步观察试验现象；采集记录试验数据时，以+-100毫米的振幅为阈值，当超过该振幅时判断模型出现动力学耦合现象，此时启动防护装置并停止吹风；
步骤三、参数调整：如果针对当前模型状态的变偏转角、变风速测试都已完成，则关闭风洞，改变模型参数；所述的模型参数包括舵面操纵刚度，即旋转频率；机翼面内刚度、机翼面外刚度，记录模型的固有模态参数数据，重复试验测试过程，直到遍历了试验计划书上要求的所有参数变化范围，则试验结束；否则返回步骤二，调整风速，直至满足要求。
步骤四、关闭风洞，调整模型的舵面操作刚度，机翼面内刚度，机翼面外刚度，检查试验计划书中的任务要求，如果遍历了试验计划书要求中的所有参数变化范围，则试验结束；否则返回步骤二，调整风速，直至满足要求。
步骤五、分析数据：对动力学耦合现象的分析和判断，对获取的数据进行频谱分析，根据频率和阻尼的变化特点，判断试验现象属于哪种具体的动力学耦合问题。
进一步，所述的步骤一中：
机翼的刚度分布由金属梁架模拟；气动外形用维形框和薄蒙皮模拟；质量分布是在梁架质量和维形框以及薄蒙皮质量分布的基础上，加上配重质量来模拟实际的质量分布；
其中机翼主梁采用矩形截面，矩形截面处设置刚度调节装置，分别调整机翼的面内和面外抗弯刚度；在开裂式阻力舵位置处设置上下两个阻力舵面模型，通过连接装置安装在机翼主梁上，舵面模型由转轴、维形框、薄蒙皮组成，其中含有操纵刚度调整装置和偏转角度控制装置，分别调整上、下舵面的偏转角度和阻力舵面绕转轴的旋转频率；
舵面上装有角度测量传感器和振动测量传感器，在机翼翼尖附近位移较大位置处设置振动加速度传感器；所述的试验模型中还设置有防护装置。
进一步，所述的试验计划书上要求的所有参数变化范围为大展弦比构型的参数变化范围，适用于中低速范围，其空速控制在0.6马赫以下，在这个标准下更具体的参数依据试验对象以及缩放比例调整。
本发明中对动力学耦合现象的分析和判断，要有足够的数据，需要一定的采集记录时长，对获取的数据进行频谱分析，根据频率和阻尼的变化特点，判断试验现象属于哪种具体的动力学耦合问题。
本发明与现有技术的有益效果在于：能够有效通过试验的手段研究飞翼式飞机动力学耦合现象，比理论分析更加精确，便捷。
本发明可以研究带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼舵面偏转不同角都时在不同飞行速度下动力学耦合现象，避免出现不利的耦合。
附图说明
图1是本发明采用的带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼；
图2是本发明带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼风洞模型动力学耦合试验的流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚，明确，以下列举实例对本发明进一步详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1所示，为本发明采用的带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼，在试验前准备带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼风洞模型。在确立模型参数前，首先根据飞机尺寸和飞行速度范围以及风洞尺寸和运行风速范围，确定模型的尺度比和速度比，密度比选1，根据这三个基本比例得到其他导出比例尺。机翼的刚度分布主要由（主梁）金属梁架模拟；气动外形用维形框和薄蒙皮模拟；质量分布是在梁架质量和维形框以及薄蒙皮质量分布的基础上，加上配重质量来模拟实际的质量分布。机翼主梁采用矩形截面，在指定的截面位置设置刚度调节装置，可分别调整机翼的面内和面外抗弯刚度；在开裂式阻力舵位置处，有两个（上、下）阻力舵面模型，通过连接装置安装在机翼主梁上，舵面模型由转轴、维形框、薄蒙皮组成，其中含有操纵刚度调整装置和偏转角度控制装置，可以分别调整上、下舵面的偏转角度和阻力舵面绕转轴的旋转频率。舵面上装有角度测量传感器和振动测量传感器，在机翼翼尖附近位移较大位置，设置振动加速度传感器，避开模态节线位置。模型上要设置防护装置（如防护绳等），防止振幅过大损伤模型。
如图2流程图所示，所示的是本发明带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼风洞模型动力学耦合试验的流程图，试验过程如下：
1、试验准备：选定基础模型状态，确定面内刚度、面外刚度、阻力舵面操纵刚度状态；安装调试模型后，测量模型参数对应的面内模态频率、面外模态频率以及舵面旋转模态频率。
2、试验测试：开启风洞，给定初始风速；调整舵面偏转角，观察模型振动现象，采集记录试验数据，对获取的数据进行频谱分析，根据频率和阻尼的变化特点，判断试验现象属于哪种具体的动力学耦合问题，分析判断下一步是改变舵面偏角或是增加风速。如果试验中出现振动幅值过大的情况，启动防护装置，拉紧防护绳或降低风速。
3、参数调整：如果针对某一模型状态的变偏转角、变风速测试都已完成，则改变模型参数，如舵面操纵刚度（旋转频率）、机翼面内刚度、机翼面外刚度，记录模型的固有模态参数数据，重复试验测试过程，直到遍历了所有感兴趣的参数变化范围。
4、步骤四、关闭风洞，调整模型的舵面操作刚度，机翼面内刚度，机翼面外刚度，检查试验计划书中的任务要求，如果遍历了试验计划书要求中的所有参数变化范围，则试验结束；否则返回步骤二，调整风速，直至满足要求。
5、步骤五、分析数据：对动力学耦合现象的分析和判断，对获取的数据进行频谱分析，根据频率和阻尼的变化特点，判断试验现象属于哪种具体的动力学耦合问题。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，其特征在于，所述的方法步骤为：
步骤一、选取带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合风洞试验模型：选定基础模型状态，确定面内刚度、面外刚度、阻力舵面操纵刚度状态并安装模型；安装调试模型后，测量模型参数对应的面内模态频率、面外模态频率以及舵面旋转模态频率；
步骤二、试验测试：开启风洞，给定初始风速；调整舵面偏转角，观察模型振动现象，采集记录试验数据，如果没有发生明显的耦合振动现象，那么下一步继续改变舵面偏角观察试验现象，如果遍历了开裂式阻力舵模型的偏角范围，则通过增加风速进一步观察试验现象；采集记录试验数据时，以+-100毫米的振幅为阈值，当超过该振幅时判断模型出现动力学耦合现象，此时启动防护装置并停止吹风；
步骤三、参数调整：如果针对当前模型状态的变偏转角、变风速测试都已完成，则关闭风洞，改变模型参数；所述的模型参数包括舵面操纵刚度，即旋转频率；机翼面内刚度、机翼面外刚度，记录模型的固有模态参数数据，重复试验测试过程，直到遍历了试验计划书上要求的所有参数变化范围，则试验结束；否则返回步骤二，调整风速，直至满足要求；
步骤四、关闭风洞，调整模型的舵面操作刚度，机翼面内刚度，机翼面外刚度，检查试验计划书中的任务要求，如果遍历了试验计划书要求中的所有参数变化范围，则试验结束；否则返回步骤二，调整风速，直至满足要求；
步骤五、分析数据：对动力学耦合现象的分析和判断，对获取的数据进行频谱分析，根据频率和阻尼的变化特点，判断试验现象属于哪种具体的动力学耦合问题。
2.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，其特征在于，所述的步骤一中：
机翼的刚度分布由金属梁架模拟；气动外形用维形框和薄蒙皮模拟；质量分布是在梁架质量和维形框以及薄蒙皮质量分布的基础上，加上配重质量来模拟实际的质量分布；
其中机翼主梁采用矩形截面，矩形截面处设置刚度调节装置，分别调整机翼的面内和面外抗弯刚度；在开裂式阻力舵位置处设置上下两个阻力舵面模型，通过连接装置安装在机翼主梁上，舵面模型由转轴、维形框、薄蒙皮组成，其中含有操纵刚度调整装置和偏转角度控制装置，分别调整上、下舵面的偏转角度和阻力舵面绕转轴的旋转频率；
舵面上装有角度测量传感器和振动测量传感器，在机翼翼尖附近位移较大位置处设置振动加速度传感器；
所述的试验模型中还设置有防护装置。
3.根据权利要求1所述的一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，其特征在于，所述的试验计划书上要求的所有参数变化范围为大展弦比构型的参数变化范围，适用于中低速范围，其空速控制在0.6马赫以下，在这个标准下更具体的参数依据试验对象以及缩放比例调整。
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