CN113504025A - 一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法 - Google Patents

一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，包括：构建虚拟模型，虚拟模型包括相互连接的低频结构和薄壁结构，低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；仿真计算低频结构承受不同载荷时薄壁结构的应力变化，并对薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；根据虚拟模型的参数构造实物模型；在实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；对实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过对应关系，获得实物模型所承受的动载荷；根据相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。

Description

一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法
技术领域
本发明属于航天航空工程领域，具体涉及一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法。
背景技术
在进行大迎角小尺度模型的研究时，往往需要测量该结构在流场条件下所承受的动态载荷。传统的载荷测量方式是在真实飞行器上进行的，通过粘贴应变片等方式直接测量出飞行器不同位置上的动载荷情况。
现有的动载荷测量方式存在以下问题：
（1）在真实飞行器上进行测量，测量成本巨大，一旦发生事故将造成巨大的经济损失；
（2）无法对于在真实飞行过程之前预测载荷情况进行。
因此，期待一种新的飞行器配平翼模型的动载荷测试方法，能够解决以上不足。
发明内容
本发明的目的是提出一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，能够便捷准确的获得飞行器低频结构所承受的动载荷数据。
为了实现上述目的，本发明提供了一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，包括以下步骤：
步骤S01：构建虚拟模型，所述虚拟模型包括低频结构和与所述低频结构连接的薄壁结构，所述低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；
步骤S02：仿真计算所述低频结构承受不同载荷时所述薄壁结构的应力变化，并对所述薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；
步骤S03：根据所述虚拟模型的参数构造实物模型；在所述实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对所述实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；
步骤S04：对所述实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过所述对应关系，获得所述实物模型所承受的动载荷；
步骤S05：根据所述相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
作为可选方案，所述步骤S01中，所述相似关系式包括：
Figure 833833DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 860695DEST_PATH_IMAGE003
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的频率比，
Figure 248951DEST_PATH_IMAGE005
为真实 飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的尺寸比，
Figure 864609DEST_PATH_IMAGE007
为真实飞行器的低频结构与所 述虚拟模型的低频结构的动压比，
Figure 250591DEST_PATH_IMAGE008
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结 构的质量比，
Figure 92645DEST_PATH_IMAGE009
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场密度比,
Figure 222275DEST_PATH_IMAGE010
为 真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场速度比，
Figure 443172DEST_PATH_IMAGE011
为真实飞行器的低 频结构与所述虚拟模型的低频结构的刚度比。
作为可选方案，按照相似关系设计模型时，当无法同时满足以上三个关系式时，则选择相似关系式（1）作为模型设计依据。
作为可选方案，所述实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的一阶频率之差小于5%，所述实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的二阶频率之差小于15%。
作为可选方案，所述实物模型的低频结构的一阶模态与真实飞行器的低频结构的一阶模态的振型相似度大于等于0.9，所述振型相似度的计算公式为：
Figure 265634DEST_PATH_IMAGE012
其中，MAC表示所述振型相似度，
Figure 532668DEST_PATH_IMAGE013
表示所述真实飞行器的低频结构的一阶模态，
Figure 528306DEST_PATH_IMAGE014
表示实物模型的低频结构的一阶模态，
Figure 85932DEST_PATH_IMAGE015
表示
Figure 79296DEST_PATH_IMAGE016
的转置，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
表示
Figure 364784DEST_PATH_IMAGE018
的转置。
作为可选方案，在所述步骤S04中，在风洞流场中测试的迎角介于70°-110°之间。
作为可选方案，在所述步骤S04中，在风洞流场中最大动压条件下，所述实物模型的薄壁结构产生的微应变不低于50个单位。
作为可选方案，在所述步骤S03中，所述实物模型的薄壁结构应变较大的位置处粘贴的所述应变片的数量为多个，多个所述应变片连接成电桥结构，所述电桥结构的输出作为所述地面数据。
作为可选方案，所述实物模型的薄壁结构的厚度介于0.5mm -1.5mm之间，所述实物模型的薄壁结构的材料为金属，弹性模量不低于70GPa。
作为可选方案，所述实物模型低频结构的长度小于5厘米。
本发明的有益效果在于：
本发明首先通过软件构建虚拟模型，对虚拟模型进行仿真加载，使低频结构的受力和振动影响薄壁结构的变形，得出薄壁结构应变较大的位置；再构建真实模型，在软件获得的薄壁结构应变较大的位置粘贴应变片，对低频结构进行地面加载，记录并且分析不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系（如换算公式或者转换表格）。最后对实物模型进行风洞试验，测量并且记录应变片的测量的风洞数据，通过对应关系进行转换，获得真实模型的低频结构不同时刻所承受的载荷，最后再利用相似关系反推获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
本发明可以利用风洞试验在飞行器起飞前获得飞行器低频结构的动载荷数据，提前发现问题，相较于在真实飞行器上进行测量，该方法更简单便捷，尤其可以避免真实飞行器载荷发生事故造成的巨大的经济损失。该方法实验成本较低，即使出现由于载荷过大引起结构破坏的事情，也不会产生巨大的经济损失。
该方法尤其适用于大迎角小尺度（如长度小于5厘米）低频结构风洞动载荷测试。
本发明的方法具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施方式中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施方式中进行详细陈述，这些附图和具体实施方式共同用于解释本发明的特定原理。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施例进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显。
图1示出了根据本发明一实施例的一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法的步骤流程图。
图2示出了本发明一实施例实物模型/虚拟模型的结构示意图。
图3示出了本发明一实施例X方向和Y方向夹角构成的大迎角示意图。
附图标记
1-低频结构；2-薄壁结构；3-应变片。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明。虽然本发明提供了优选的实施例，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明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使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
本发明一实施例提供了一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，图1示出了该测试方法的步骤流程图，请参照图1，该测试方法包括以下步骤：
步骤S01：构建虚拟模型，所述虚拟模型包括低频结构和与所述低频结构连接的薄壁结构，所述低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；
步骤S02：仿真计算所述低频结构承受不同载荷时所述薄壁结构的应力变化，并对所述薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；
步骤S03：根据所述虚拟模型的参数构造实物模型；在所述实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对所述实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；
步骤S04：对所述实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过所述对应关系，获得所述实物模型所承受的动载荷，
步骤S05：根据所述相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
具体地，首先对本发明“大迎角”和“低频结构”进行解释，本发明的“大迎角”为航空航天领域的专业术语，迎角又称“攻角”。是指飞机速度方向线在飞机对称平面内的投影与机翼弦线之间的夹角。根据迎角的理论,可以得出飞行迎角在较小的时候升力大于阻力,而超过一定角度则升力小于阻力,超过临界迎角则失去升力.我们将升力小于阻力到失去升力这个阶段的迎角称为"大迎角飞行状态"。大迎角飞行的具体指标会根据飞机设计有所不同,但其气动特征是相同的,就是:飞机升力不足,无法长时间维持该飞行状态,飞机易陷入尾旋等。一种飞机在大迎角状态下的飞行能力主要由发动机性能和翼面剩余升力决定,一般讲,翼面单位负载大,发动机强劲或带矢量技术的飞机能有很好的大迎角飞行能力。应该理解，以上是以飞机为例对大迎角概念的释义，本发明大迎角概念同样适用于航天领域（如火星飞行器）。参照图3，迎角为X方向和Y方向的夹角。本发明的“飞行器”，包括航空和航天领域的飞行设备，如飞机、火星飞行器等。本发明的“低频结构”是指飞机的机翼，飞机的控制舵，火星飞行器的配平翼等飞行设备上低频所在的区域。
本方法尤其适用于大迎角（如迎角角度为70-110度）小尺度（如长度和宽度小于5厘米）低频结构风洞动载荷测试。
参考图2和图3，详细描述该测试方法。
步骤S01：在软件中构建虚拟模型，所述虚拟模型包括低频结构1和与所述低频结构1连接的薄壁结构2，所述低频结构1根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得。薄壁结构的变形能够反应出低频结构的受力和振动，即通过薄壁结构间接获得低频结构的动载荷。本实施例中，薄壁结构2的厚度a介于0.5mm -1.5mm之间，较薄的薄壁结构可以产生相对较大的形变，提高测量的精确度。本实施例中，低频结构1的长和宽均为2厘米左右。
本实施例中，相似关系式包括：
Figure 773900DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 31706DEST_PATH_IMAGE003
表示真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的频率比，
Figure 258288DEST_PATH_IMAGE005
表示 真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的尺寸比，
Figure 968755DEST_PATH_IMAGE007
表示真实飞行器的低频结 构与所述虚拟模型的低频结构的动压比，
Figure 430829DEST_PATH_IMAGE008
表示真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型 的低频结构的质量比，
Figure 808721DEST_PATH_IMAGE009
表示真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场密 度比,
Figure 940625DEST_PATH_IMAGE010
表示真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场速度比，
Figure 403967DEST_PATH_IMAGE011
表示 真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的刚度比。
如果按照相似关系设计模型时，无法同时满足以上三个关系式，或者满足后结构 将由于刚度过低而在试验中发生塑性变形或者破坏，则优先满足频率相似，即
Figure DEST_PATH_IMAGE019
， 可以使用增加刚度并且在头部增加质量的方式满足频率相似。
步骤S02：对虚拟模型进行仿真加载，使低频结构的受力和振动影响薄壁结构的变形，利用有限元软件仿真计算所述低频结构承受不同载荷时所述薄壁结构的应力变化，并对所述薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记。
步骤S03：根据所述虚拟模型的参数构造实物模型，实物模型的薄壁结构的材料为金属，弹性模量不低于70GPa。在实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片3，并对所述实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片3测量的地面数据和施加载荷的对应关系。可选实施例中，实物模型的薄壁结构应变较大的位置处粘贴的所述应变片3的数量为多个，多个所述应变片3连接成电桥结构，如惠斯通电桥，所述电桥结构的输出作为所述地面数据。将应变片3测量的数据转化为电桥的输出，可以避免温度的影响，提高测量数据的准确性。应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系可以为拟合后的换算公式，如果不能拟合出换算公式则可构建成换算表格。
实例模型的低频结构的固有频率最好与真实飞行器的低频结构的固有频率一致。本实施例中，实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的一阶频率之差小于5%，所述实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的二阶频率之差小于15%。
本实施例中，所述实物模型的低频结构的一阶模态与真实飞行器的低频结构的一阶模态的振型相似度大于等于0.9，所述振型相似度的计算公式为：
Figure 889306DEST_PATH_IMAGE012
其中，MAC表示所述振型相似度，
Figure 184021DEST_PATH_IMAGE013
表示所述真实飞行器的低频结构的一阶模态，
Figure 424510DEST_PATH_IMAGE014
表示实物模型的低频结构的一阶模态，
Figure 63564DEST_PATH_IMAGE015
表示
Figure 680490DEST_PATH_IMAGE016
的转置，
Figure 829712DEST_PATH_IMAGE017
表示
Figure 506681DEST_PATH_IMAGE018
的转置。
模型低频结构与真实飞行器的低频结构的固有频率和振型相似度最大程度上相接近，以提高测试的准确性，保证获得的真实飞行器的低频结构所承受的动载荷的准确性。
步骤S04：对所述实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据（如应变片电桥示数），通过所述对应关系（换算公式或换算表格），获得所述实物模型所承受的动载荷。本步骤中，在风洞流场中最大动压条件下，所述实物模型的薄壁结构产生的微应变不低于50个单位。微应变也是用来表示形变的变化程度，微应变是应变的百万分之一。
步骤S05：根据步骤S01的相似关系式反算获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
本发明首先通过软件构建虚拟模型，对虚拟模型进行仿真加载，使低频结构的受力和振动影响薄壁结构的变形，得出薄壁结构应变较大的位置；再构建真实模型，在软件获得的薄壁结构应变较大的位置粘贴应变片，对低频结构进行地面加载，记录并且分析不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系（如换算公式或者转换表格）。最后对实物模型进行风洞试验，测量并且记录应变片的测量的风洞数据，通过对应关系进行转换，获得真实模型的低频结构不同时刻所承受的载荷，最后再利用相似关系反推获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
本发明可以利用风洞试验在飞行器起飞前获得飞行器低频结构的动载荷数据，提前发现问题，相较于在真实飞行器上进行测量，该方法更简单便捷，尤其可以避免真实飞行器载荷发生事故造成的巨大的经济损失。该方法实验成本较低，即使出现由于载荷过大引起结构破坏的事情，也不会产生巨大的经济损失。该方法尤其适用于大迎角（如迎角角度为70-110度）小尺度（如长度小于5厘米）低频结构风洞动载荷测试。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。

Claims (10)

1.一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，包括：
步骤S01：构建虚拟模型，所述虚拟模型包括低频结构和与所述低频结构连接的薄壁结构，所述低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；
步骤S02：仿真计算所述低频结构承受不同载荷时所述薄壁结构的应力变化，并对所述薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；
步骤S03：根据所述虚拟模型的参数构造实物模型；在所述实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对所述实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；
步骤S04：对所述实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过所述对应关系，获得所述实物模型所承受的动载荷；
步骤S05：根据所述相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
2.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，所述步骤S01中，所述相似关系式包括：
Figure 157451DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 127681DEST_PATH_IMAGE002
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的频率比，
Figure 872783DEST_PATH_IMAGE003
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的尺寸比，
Figure 263575DEST_PATH_IMAGE004
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的动压比，
Figure 94128DEST_PATH_IMAGE005
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的质量比，
Figure 602470DEST_PATH_IMAGE006
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场密度比,
Figure 202078DEST_PATH_IMAGE007
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场速度比，
Figure 13039DEST_PATH_IMAGE008
为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的刚度比。
3.根据权利要求2所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，在按照相似关系设计模型时，当无法同时满足以上三个关系式时，则选择相似关系式（1）作为模型设计依据。
4.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，所述实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的一阶频率之差小于5%，所述实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的二阶频率之差小于15%。
5.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，所述实物模型的低频结构的一阶模态与真实飞行器的低频结构的一阶模态的振型相似度大于等于0.9，所述振型相似度的计算公式为：
Figure 330888DEST_PATH_IMAGE009
其中，MAC为所述振型相似度，
Figure 377342DEST_PATH_IMAGE010
为所述真实飞行器的低频结构的一阶模态，
Figure 97036DEST_PATH_IMAGE011
为实物模型的低频结构的一阶模态，
Figure 328166DEST_PATH_IMAGE012
为
Figure 133311DEST_PATH_IMAGE013
的转置，
Figure 983455DEST_PATH_IMAGE014
为
Figure 557656DEST_PATH_IMAGE015
的转置。
6.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，在所述步骤S04中，在风洞流场中测试的迎角介于70°-110°之间。
7.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，在所述步骤S04中，在风洞流场中最大动压条件下，所述实物模型的薄壁结构产生的微应变不低于50个单位。
8.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，在所述步骤S03中，所述实物模型的薄壁结构应变较大的位置处粘贴的所述应变片的数量为多个，多个所述应变片连接成电桥结构，所述电桥结构的输出作为所述地面数据。
9.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，所述实物模型的薄壁结构的厚度介于0.5mm -1.5mm之间，所述实物模型的薄壁结构的材料为金属，弹性模量不低于70GPa。
10.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，所述实物模型低频结构的长度小于5厘米。
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