CN112632698A - 一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法 - Google Patents

一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，该方法包括如下步骤：(1)根据缩比、外形、强度、结构和功能的风洞试验基本要求利用三维CAD软件进行参数化建模得到飞行风洞试验初步模型；(2)在模型重量、质心坐标值和转动惯量值中选取n个设计参数，并分别确定n个设计参数的预设目标值；然后在飞行风洞试验初步模型的内部空间特征尺寸参数中选取n个可调整的特征尺寸；(3)在飞行风洞试验初步模型采用打靶法调整n个可调整的特征尺寸，并计算n个设计参数，使得n个设计参数等于n个设计参数的预设目标值。本发明不仅能够大量减小设计修改的工作量，还能同时满足试验模型重量值、转动惯量值、质心坐标值等多个设计值与目标值一致。

Description

一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法
技术领域
本发明属于试验空气动力学技术领域，尤其涉及一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法。
背景技术
虚拟飞行风洞试验技术是一种先进的风洞试验和飞行性能评估技术。试验时，飞行器研究对象的缩比模型在风洞中能够进行一定范围的多自由度运动，具体自由度和运动范围与试验研究内容相关。试验中，在风洞模拟的飞行环境和当前的飞行状态下试验模型受到相应的气动作用和动力学作用，同时这两种作用也是互相作用和耦合的。在气动力和动力学的共同耦合作用下，试验模型在允许的范围内的姿态改变可通过测量系统进行测量和采集，并作为飞行控制中的反馈输入。因此，虚拟飞行风洞试验技术能够给出飞行器研究对象的飞行动力学和控制系统的综合品质。
大部分的风洞试验模型设计中，对模型的重量要求不高，仅需要在一定范围内即可，对转动惯量和质心设计基本没有要求。虚拟飞行风洞试验中由于模型是可以自由运动的，在试验中也需要模型对研究对象飞行器的运动进行模拟。因此虚拟飞行风洞试验模型设计中对重量和转动惯量都具有较高要求，尤其是模型质心要求较高，通常要求与研究对象理论质心相差不超过5％，研究对象飞行器相关飞行特性较敏感时甚至要求误差不超过1％。
一般设计虚拟飞行风洞试验模型时，设计要求不高时通常是设计好配重安装空间，通过调整配重进行重量、转动惯量和质心的调整。设计要求较高时，在设计阶段需要多次调整设计尺寸，以满足重量、转动惯量和质心的设计指标需求。其缺点在于：调整配重和尺寸时，有大量的可调整参数，需要依靠经验进行修改，调整过程常伴随大量的修改工作，设计工作量大；设计目标较多，很难全部满足要求：设计时需要同时满足模型重量、转动惯量和质心要求，其中具体到目标值，质心要求包括了3个坐标值，转动惯量一般要求包括了3个主轴转动惯量值，甚至包括全部9个惯性矩阵因子。如果设计目标值唯一，如要求质量为某值，调整模型配重和尺寸时是非常容易达到的。但设计目标值较多时，通常的设计方法就很难同时达到了。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，不仅能够大量减小设计修改的工作量，还能同时满足试验模型重量值、转动惯量值、质心坐标值等多个设计值与目标值一致。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，所述方法包括如下步骤：(1)根据缩比、外形、强度、结构和功能的风洞试验基本要求利用三维CAD软件进行参数化建模得到飞行风洞试验初步模型；(2)在模型重量m、质心坐标值(x,y,z)和转动惯量值Ix、Iy、Iz、Ixy、Iyz、Ixz中选取n个设计参数，并分别确定n个设计参数的预设目标值；然后在飞行风洞试验初步模型的内部空间特征尺寸参数中选取n个可调整的特征尺寸；(3)在飞行风洞试验初步模型采用打靶法调整n个可调整的特征尺寸，并计算n个设计参数，使得n个设计参数等于n个设计参数的预设目标值。
上述虚拟飞行风洞试验模型的设计方法中，在步骤(1)中，缩比的风洞试验基本要求为：模型缩比后，模型在风洞中自由运动时的最大横截面积与风洞口径面积之比，不超过风洞运行的最大阻塞度；外形的风洞试验基本要求为：模型的气动外形与研究对象气动外形相似，满足比例关系；强度的风洞试验基本要求为：模型各部位的屈服强度为冲击载荷的3倍以上；结构和功能的风洞试验基本要求为：模型内部结构和功能能够满足模型运动自由度和运动范围要求，能够满足舵面偏转控制机构、测控系统的安装要求，能够满足模型与支杆间的定位配合和安装拆卸要求。
上述虚拟飞行风洞试验模型的设计方法中，其特征在于：在步骤(2)中，在模型重量m、质心坐标值(x,y,z)和第一转动惯量值Ix、第二转动惯量值Iy、第三转动惯量值Iz、第四转动惯量值Ixy、第五转动惯量值Iyz、第六转动惯量值Ixz中选取7个设计参数，7个设计参数为模型重量m、质心坐标值(x,y,z)和第一转动惯量值Ix、第二转动惯量值Iy、第三转动惯量值Iz。
上述虚拟飞行风洞试验模型的设计方法中，在步骤(2)中，虚拟飞行风洞试验模型标记A、B、C、D、E、F和G七个位置，其中，A位置和B位置位于虚拟飞行风洞试验模型底部；C位置位于虚拟飞行风洞试验模型前部；D位置位于虚拟飞行风洞试验模型后部；E位置和F位置位于虚拟飞行风洞试验模型中部；G位置位于虚拟飞行风洞试验模型上部；选取7个可调整的特征尺寸，其中，7个可调整的特征尺寸为A位置的壁厚δA、B位置的壁厚δB、G位置的壁厚δG、C位置的挖洞的直径lC、D位置的挖洞的直径lD、E位置的配重的长lE、F位置的配重的高hF。
上述虚拟飞行风洞试验模型的设计方法中，在步骤(3)中，通过三维建模计算模型重量、质心坐标值和转动惯量值的设计参数，并与设计参数的预设目标值对比；寻找到各可调整的特征尺寸，使得模型的重量、质心坐标值和转动惯量值设计参数与设计参数的预设目标值一致；其中，采用打靶法来寻找各可调整的特征尺寸。
上述虚拟飞行风洞试验模型的设计方法中，在步骤(2)中，设计参数的预设目标值为m0、Ix0、Iy0、Iz0、(x0,y0,z0)；其中，m0为模型重量的预设目标值，Ix0为第一转动惯量值的预设目标值，Iy0为第二转动惯量值的预设目标值，Iz0为第三转动惯量值的预设目标值，(x0,y0,z0)为质心坐标值的预设目标值。
上述虚拟飞行风洞试验模型的设计方法中，在步骤(3)中，n个设计参数等于n个设计参数的预设目标值通过以下形式表示：
Figure BDA0002844061310000041
其中，h()为向量函数。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明能够较少地依靠经验对大量的设计尺寸进行同时调整，减少对设计经验的依赖；
(2)本发明调整尺寸时采用了迭代逐步逼近设计目标的方法，大量减少了设计修改工作量；
(3)本发明能够同时满足试验模型重量值、转动惯量值、质心坐标值等多个设计值与目标值一致的虚拟飞行风洞试验模型的特殊设计需求。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的模型特征尺寸选取示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
本实施例提供了一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，该方法包括如下步骤：
(1)三维参数化建模：根据缩比、外形、强度、结构和功能要求设计模型，并利用三维CAD软件进行参数化建模；
(2)确定设计参数，选取特征尺寸：在模型重量m、质心坐标值(x,y,z)和转动惯量值Ix、Iy、Iz、Ixy、Iyz、Ixz中选取n个设计参数，并分别确定n个设计参数的设计目标值。然后在三维参数化建模的内部空间尺寸参数中选取相同个数，即n个可调整的特征尺寸；
(3)调整特征尺寸和对比：在三维建模的基础上不断调整各特征尺寸，通过建模计算n个设计参数，并与设计参数的设计目标值对比；
(4)重复步骤(3)，逐步逼近、最终达到n个设计参数与设计目标值一致目的，即模型与目标重量和转动惯量一致、模型实际质心与研究对象理论质心一致目的，实现本发明的模型设计方法。
根据缩比、外形、强度、结构和功能等风洞试验基本要求设计模型初步方案。其中，模型缩比后，模型在风洞中自由运动时的最大横截面积与风洞口径面积之比，应当不超过风洞运行的最大阻塞度。模型的气动外形应当与研究对象气动外形相似，满足比例关系。模型各部位强度应满足风洞试验条件的冲击载荷和安全要求，一般要求屈服强度为冲击载荷的3倍以上，可酌情设计。模型内部结构和功能能够满足模型运动自由度和运动范围要求，能够满足舵面偏转控制机构、测控系统的安装要求，能够满足模型与支杆间的定位配合和安装拆卸要求。初步方案确定后利用UG、CATIA等三维CAD软件进行参数化建模，也可以选择他常用三维CAD建模软件。此步骤与传统风洞试验模型设计方法类似。
根据试验实际需求，确定模型重量m、质心坐标值(x,y,z)和转动惯量值Ix、Iy、Iz、Ixy、Iyz、Ixz中需要达到目标值的设计参数及其个数。为方便说明，某虚拟飞行风洞试验模型设计实例中，根据试验要求确定了7个设计参数：重量m；主轴转动惯量：Ix、Iy、Iz；质心坐标(x,y,z)。需要达到的目标值：目标重量值m0；目标主轴转动惯量值：Ix0、Iy0、Iz0；目标质心坐标值(x0,y0,z0)。
根据三维建模的模型内部空间，选取多个可调整的特征尺寸，同时确定各特征尺寸的可调整范围。如模型某处壁厚、配重尺寸、减重挖洞尺寸，或者其他内部空间可以调整、不干扰模型和内部机构运动的尺寸。特征尺寸的选取应尽量分布于模型内部前后、上下、左右各部分，各部分可选取1个或多个特征尺寸，其中一些可调整范围较小的尺寸可取消选取，一些同位置且性质区别不大的尺寸(如同一块配重的宽度和厚度等)也可取消选取，具体可根据实际模型酌情选择，最终特征尺寸选取总数应与预定设计目标值个数相等。
为方便说明，如图1所示进行某虚拟飞行风洞试验模型设计实例选取。如前文所述，某实例预定设计目标值个数为7，因此需要最终选取7个可调整的特征尺寸。首先可选取A、B、G三处壁厚尺寸：δA(可调整范围3mm～20mm，后面参数的可调整范围略)、δB、δG；C、D两处减重挖洞尺寸：直径dC、dD，长度lC、lD；E、F两处配重尺寸：长lE、lF，宽dE、dF，高hE、hF；共13个特征尺寸。为了最终选取7个特征尺寸，可对调整范围较小，或同位置性质区别较小的尺寸进行删减。其中，由于E处配重尺寸高度和宽度调整范围较小，F处配重尺寸长度和宽度调整范围较小，可取消dE、hE、lF、dF的选取。由于C处减重挖洞尺寸的直径和长度具有同位置、性质相近的特性，可选择取消dC的选取，同理也可选择取消dD的选取。最终选取的7个特征尺寸为：δA、δB、δG、lC、lD、lE、hF。将各特征尺寸记为特征尺寸向量形式，如实例选取的7个特征尺寸可写为：[δA δB δG lC lD lE hF]T，为方便描述，后文简写为[δA δB … hF]T。
接下来需要不断调整各特征尺寸，通过三维建模计算模型重量、质心和转动惯量的设计参数，并与目标值对比。寻找到最适合的各特征尺寸值，使得模型的重量、质心和转动惯量设计参数与目标值一致。此过程中，采用打靶法来寻找合适的各特征尺寸值，主要思路是适当选择和调整初值条件，求解初值问题使之逼近预定条件(模型重量、质心和转动惯量设计参数与目标值一致)，此不断调整初值条件的求解过程类似于不断调整试射条件使之达到预定靶位，故称之为打靶法。详细步骤可通过前文所述的某虚拟飞行风洞试验模型设计实例举例进行说明，如下：
(1)函数化预定目标条件：即将模型重量、质心和转动惯量设计参数与目标值一致这一预定设计目标条件函数表达化。根据设计实例，模型设计参数分别为：重量值m；主轴转动惯量值为：Ix、Iy、Iz；质心坐标值：(x,y,z)。设计目标值分别为：m0、Ix0、Iy0、Iz0、(x0,y0,z0)。预定目标条件为m＝m0、Ix＝Ix0、Iy＝Iy0、Iz＝Iz0、x＝x0、y＝y0、z＝z0，可写为向量函数形式：
Figure BDA0002844061310000071
预定目标条件即h([m Ix … z]T)＝0。
(2)使用牛顿迭代法逼近预定目标条件。首先猜测各特征尺寸初值，即特征尺寸向量初值，可以在其可调整范围内任意给定，记为：
Figure BDA0002844061310000072
其中上标“1”表示对其的第1次猜测，后文类似。在三维建模上进行相应的尺寸参数修改，根据三维建模结果计算模型质量等参数，记为
Figure BDA0002844061310000081
其与目标值的差值即为条件函数
Figure BDA0002844061310000082
(3)分别将特征尺寸向量初值增加小量至
Figure BDA0002844061310000083
Figure BDA0002844061310000084
同样根据三维建模结果计算
Figure BDA0002844061310000085
Figure BDA0002844061310000086
(4)根据上述结果计算条件函数h变化导数的雅克比矩阵J：
Figure BDA0002844061310000087
使用牛顿迭代法求解猜测新的特征尺寸向量值
Figure BDA0002844061310000088
Figure BDA0002844061310000089
(5)以新的特征尺寸向量值
Figure BDA0002844061310000091
重复步骤(2)至(4)，得到第3次猜测的值
Figure BDA0002844061310000092
其中若某次猜测的特征尺寸向量值中某一因子值超出了其可调整范围，可利用其调整范围的上限(或下限)进行替代。如此反复迭代，直至某次特征尺寸向量值
Figure BDA0002844061310000093
在给定误差范围内满足目标条件h＝0，即h≈0。达到模型设计目标，最终实现本发明的模型设计方法。
由于实际中由于加工、安装等误差存在，寻求目标条件h＝0完全满足无实际意义，只需在误差范围内满足目标条件h＝0，即h≈0即可。h≈0的条件根据不同研究对象和试验要求确定，一般要求为：模型重量值与目标重量值差别不超过5％；模型3个主轴转动惯量值(或6个惯性矩阵因子值)与目标转动惯量值差别不超过5％；模型实际质心位置的3个坐标值，与设计理论质心坐标值相差不超过模型总长的1％。
本发明能够较少地依靠经验对大量的设计尺寸进行同时调整，减少对设计经验的依赖；本发明调整尺寸时采用了迭代逐步逼近设计目标的方法，大量减少了设计修改工作量；本发明能够同时满足试验模型重量值、转动惯量值、质心坐标值等多个设计值与目标值一致的虚拟飞行风洞试验模型的特殊设计需求。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
(1)根据缩比、外形、强度、结构和功能的风洞试验基本要求利用三维CAD软件进行参数化建模得到飞行风洞试验初步模型；
(2)在模型重量、质心坐标值和转动惯量值中选取n个设计参数，并分别确定n个设计参数的预设目标值；然后在飞行风洞试验初步模型的内部空间特征尺寸参数中选取n个可调整的特征尺寸；
(3)在飞行风洞试验初步模型采用打靶法调整n个可调整的特征尺寸，并计算n个设计参数，使得n个设计参数等于n个设计参数的预设目标值。
2.根据权利要求1所述的虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，其特征在于：在步骤(1)中，缩比的风洞试验基本要求为：模型缩比后，模型在风洞中自由运动时的最大横截面积与风洞口径面积之比，不超过风洞运行的最大阻塞度；
外形的风洞试验基本要求为：模型的气动外形与研究对象气动外形相似，满足比例关系；
强度的风洞试验基本要求为：模型各部位的屈服强度为冲击载荷的3倍以上；
结构和功能的风洞试验基本要求为：模型内部结构和功能能够满足模型运动自由度和运动范围要求，能够满足舵面偏转控制机构、测控系统的安装要求，能够满足模型与支杆间的定位配合和安装拆卸要求。
3.根据权利要求1所述的虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，其特征在于：在步骤(2)中，在模型重量m、质心坐标值(x,y,z)和第一转动惯量值Ix、第二转动惯量值Iy、第三转动惯量值Iz、第四转动惯量值Ixy、第五转动惯量值Iyz、第六转动惯量值Ixz中选取7个设计参数，7个设计参数为模型重量m、质心坐标值(x,y,z)和第一转动惯量值Ix、第二转动惯量值Iy、第三转动惯量值Iz。
4.根据权利要求3所述的虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，其特征在于：在步骤(2)中，虚拟飞行风洞试验模型标记A、B、C、D、E、F和G七个位置，其中，A位置和B位置位于虚拟飞行风洞试验模型底部；C位置位于虚拟飞行风洞试验模型前部；D位置位于虚拟飞行风洞试验模型后部；E位置和F位置位于虚拟飞行风洞试验模型中部；G位置位于虚拟飞行风洞试验模型上部；
选取7个可调整的特征尺寸，其中，7个可调整的特征尺寸为A位置的壁厚δA、B位置的壁厚δB、G位置的壁厚δG、C位置的挖洞的直径lC、D位置的挖洞的直径lD、E位置的配重的长lE、F位置的配重的高hF。
5.根据权利要求4所述的虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，其特征在于：在步骤(3)中，通过三维建模计算模型重量、质心坐标值和转动惯量值的设计参数，并与设计参数的预设目标值对比；寻找到各可调整的特征尺寸，使得模型的重量、质心坐标值和转动惯量值设计参数与设计参数的预设目标值一致；其中，采用打靶法来寻找各可调整的特征尺寸。
6.根据权利要求4所述的虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，其特征在于：在步骤(2)中，设计参数的预设目标值为m0、Ix0、Iy0、Iz0、(x0,y0,z0)；其中，m0为模型重量的预设目标值，Ix0为第一转动惯量值的预设目标值，Iy0为第二转动惯量值的预设目标值，Iz0为第三转动惯量值的预设目标值，(x0,y0,z0)为质心坐标值的预设目标值。
7.根据权利要求6所述的虚拟飞行风洞试验模型的设计方法，其特征在于：在步骤(3)中，n个设计参数等于n个设计参数的预设目标值通过以下形式表示：
Figure FDA0002844061300000031
其中，h()为向量函数。
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