CN114689265A - 用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法 - Google Patents

用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，包括：在弹性机翼待测载荷截面处粘贴应变片；将弹性机翼固连在地面支撑机构上；确定地面标定时的激励力的频率范围、激励力的幅值，并设定激励力的频率变化步长；得到各频率下应变片所测量的应变值对弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；将弹性机翼固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验，通过应变片对待测截面应变量进行测量，得到试验期间应变片所测得的时域应变值；将测得的时域应变值进行傅里叶变换，得到频域信息，将频域信息，代入频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息，对弯矩的频域信息进行傅里叶反变换，得到风洞试验时待测截面所受弯矩的时域信息。

Description

用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法
技术领域
本发明属于航空器检测技术领域，具体涉及一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法。
背景技术
现代飞行器设计对气动弹性特性要求越来越严苛。弹性模型风洞气动弹性试验技术是测量不同飞行速度下机翼载荷的重要手段。随着国内大展弦比、长航时飞行器的研制，机翼刚度越来越小，弹性机翼在气动力作用下所受结构弯矩的动态效应愈发明显。工程上主要采用应变片测量截面应变，通过地面标定的方法实现风洞试验中机翼截面所受弯矩的测量。现有技术中，地面标定主要通过静态标定得到机翼待测截面静态弯矩与静态的应变关系。
但随着高空长航时飞行器的出现以及大展弦比机翼的与复合材料的广泛使用，现代飞行器机翼在实际飞行中受气动弹性效应作用，结构响应动态特性愈发明显，所受弯矩多为动态弯矩。传统静态标定方法忽略了动态特性的影响，采用静态标定结果测量弹性机翼在风洞中所受动态弯矩必然会产生较大误差。尤其是对于结构减重要求严苛的现代飞行器，结构所受弯矩的测量误差必然会导致结构设计效率降低，对飞行器性能与安全性造成不利影响。
因此，期待一种弹性机翼气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，考虑结构弹性所导致机翼所受弯矩的动态特性，降低传统静态标定方法忽略结构弯矩动态特性所带来的误差。
发明内容
本发明的目的是提出一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，能够降低传统静态标定方法忽略结构弯矩动态特性所带来的误差。
为了实现上述目的，本发明提供了一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，包括：
步骤1：确定所述弹性机翼待测载荷截面，并在截面处粘贴应变片；
步骤2：将所述弹性机翼固连在地面支撑机构上；
步骤3：确定地面标定时的激励力的频率范围、激励力的幅值，并设定激励力的频率变化步长；
步骤4：以所述步骤3中确定的所述激励力频率范围和所述激励力幅值为约束，使用激振器以定频定幅的正弦力激励所述弹性机翼，从而向所述弹性机翼待测载荷截面施加正弦弯矩，记录所述应变片所测量的应变值；
步骤5：对步骤4施加的正弦弯矩和所测的应变值进行傅里叶变化，得到当前频率下所述应变片所测量的应变值对所述弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；
步骤6：在步骤3确定的频率范围内，基于所述频率变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤4和步骤5，得到各频率下所述应变片所测量的应变值对所述弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；
步骤7：将所述弹性机翼固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验，通过所述应变片对待测截面应变量进行测量，得到试验期间应变片所测得的时域应变值；
步骤8：将所述步骤7测得的所述时域应变值进行傅里叶变换，得到频域信息，将所述频域信息，代入所述步骤5中得到的频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息，对所述弯矩的频域信息进行傅里叶反变换，得到风洞试验时待测截面所受弯矩的时域信息。
可选方案中，所述步骤2和所述步骤7均包括敲击频率校核的步骤，使所述弹性机翼在地面支撑方式下和所述风洞支撑方式下的一阶弹性模态频率差在设定值以内。
可选方案中，所述步骤1中，所述应变片的数量为1个，所述应变片的粘贴方向与待测弯矩的方向一致；或者，所述应变片的数量为三个，分别用于测量待测截面0度、45度和90度三个方向的应变，所述步骤4中，通过解耦获得待测弯矩方向的应变。
可选方案中，所述步骤3中，确定所述激励力的频率范围包括：使用地面振动试验得到所述弹性机翼前五阶弹性模态频率，所述激励力的频率范围满足以下表达式：ω∈[0.25f1,1.25f5]，其中，ω为激励频率，f1为弹性机翼的一阶模态频率，f5为弹性机翼的五阶模态频率。
可选方案中，所述步骤3中，所述频率变化步长的表达式为：Δω≤0.1(fi+1-fi)，其中，Δω为所述频率变化步长，fi+1和fi分别为相邻弹性模态频率。
可选方案中，所述步骤3中，确定所述幅值的方法包括：根据弹性机翼静刚度特性确定激励力的幅值，使所述弹性机翼在所述幅值的静态激励下的静变形在线弹性范围内。
可选方案中，所述步骤3中，通过砝码向弹性机翼模型梢部施加静态激励，待所述弹性机翼变形稳定后测量所述弹性机翼的最大挠度，当所述弹性机翼最大挠度等于半展长5％时，所施加砝码重力为所述激振器的幅值。
可选方案中，所述弹性机翼的根部具有螺纹孔和销孔，所述步骤2中，通过销钉和螺栓将所述弹性机翼固连在所述地面支撑机构上；所述步骤7中，通过销钉和螺栓将所述弹性机翼固连在所述风洞支撑机构上。
可选方案中，所述螺纹孔和所述销孔组成3*3阵列，以模拟弹性机翼固支边界。
可选方案中，所述激振器激励位置设置在靠近所述弹性机翼弹性轴且处于所述弹性机翼的梢部。
本发明的有益效果在于：
本发明以弹性机翼风洞试验过程中所受动态弯矩的实时测量为目的，针对现有静态标定无法考虑激励动态特性所导致结构附加弯矩的问题，本发明向结构待测位置布置应变片，测量气动载荷下待测截面应变动态响应。通过地面标定得到截面动态弯矩与截面应变动态响应关系。将标定得到的结果引入风洞试验，即可得到风洞试验不同时刻待测截面的弯矩。本发明具有装置简单、理论清晰、实时性强和测量精度高的特点，对于柔性机翼风洞试验尤为重要。
本发明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用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法流程图。
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。
请参照图1，本发明一实施例提供了一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，包括：
步骤1：确定弹性机翼待测载荷截面，并在截面处粘贴应变片；
步骤2：将弹性机翼固连在地面支撑机构上；
步骤3：确定地面标定时的激励力的频率范围、激励力的幅值，并设定激励力的频率变化步长；
步骤4：以步骤3中确定的激励力频率范围和激励力幅值为约束，使用激振器以定频定幅的正弦力激励弹性机翼，从而向弹性机翼待测载荷截面施加正弦弯矩，记录应变片所测量的应变值；
步骤5：对步骤4施加的正弦弯矩和所测的应变值进行傅里叶变化，得到当前频率下应变片所测量的应变值对弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；
步骤6：在步骤3确定的频率范围内，基于频率变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤4和步骤5，得到各频率下应变片所测量的应变值对弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；
步骤7：将弹性机翼固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验，通过应变片对待测截面应变量进行测量，得到试验期间应变片所测得的时域应变值；
步骤8：将步骤7测得的时域应变值进行傅里叶变换，得到频域信息，将频域信息，代入步骤5中得到的频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息，对弯矩的频域信息进行傅里叶反变换，得到风洞试验时待测截面所受弯矩的时域信息。
在一个示例中，步骤1中，应变片的数量为1个，应变片的粘贴方向与待测弯矩的方向一致；或者，应变片的数量为三个，分别用于测量待测截面0度、45度和90度三个方向的应变，步骤4中，通过解耦获得待测弯矩方向的应变。
在一个示例中，步骤2和步骤7均包括敲击频率校核的步骤，使弹性机翼在地面支撑方式下和风洞支撑方式下的一阶弹性模态频率差在设定值以内。
在一个示例中，步骤3中，确定激励力的频率范围包括：使用地面振动试验得到弹性机翼前五阶弹性模态频率，激励力的频率范围满足以下表达式：ω∈[0.25f1,1.25f5]，其中，ω为激励频率，f1为弹性机翼的一阶模态频率，f5为弹性机翼的五阶模态频率。
在一个示例中，步骤3中，频率变化步长的表达式为：Δω≤0.1(fi+1-fi)，其中，Δω为频率变化步长，fi+1和fi分别为相邻弹性模态频率。
在一个示例中，步骤3中，确定幅值的方法包括：根据弹性机翼静刚度特性确定激励力的幅值，使弹性机翼在幅值的静态激励下的静变形在线弹性范围内。
在一个示例中，步骤3中，通过砝码向弹性机翼模型梢部施加静态激励，待弹性机翼变形稳定后测量弹性机翼的最大挠度，当弹性机翼最大挠度等于半展长5％时，所施加砝码重力为激振器的幅值。
在一个示例中，激振器激励位置设置在靠近弹性机翼弹性轴且处于弹性机翼的梢部。
在一个示例中，弹性机翼的根部具有螺纹孔和销孔，步骤2中，通过销钉和螺栓将弹性机翼固连在地面支撑机构上；步骤7中，通过销钉和螺栓将弹性机翼固连在风洞支撑机构上。
在一个示例中，螺纹孔和销孔组成3*3阵列，以模拟弹性机翼固支边界。
本发明以弹性机翼风洞试验过程中所受动态弯矩的实时测量为目的，针对现有静态标定无法考虑激励动态特性所导致结构附加弯矩的问题，本发明向结构待测位置布置应变片，测量气动载荷下待测截面应变动态响应。通过地面标定得到截面动态弯矩与截面应变动态响应关系。将标定得到的结果引入风洞试验，即可得到风洞试验不同时刻待测截面的弯矩。本发明具有装置简单、理论清晰、实时性强和测量精度高的特点，对于柔性机翼风洞试验尤为重要。
下面以一个具体的实例描述本方法。
步骤(a)：确定弹性机翼待测载荷截面，并在截面处粘贴应变片，应变片应粘贴于待测截面上，方向与待测弯矩方向一致，或使用应变花测量待测截面0/45/90度3方向应变，通过解耦得到待测弯矩方向应变；
步骤(b)：使用销钉定位+螺栓紧固的方式将弹性机翼通过根部螺纹孔与销孔固连在地面支撑机构上；
步骤(d)：使用地面振动试验得到翼根固支条件下弹性机翼前5阶弹性模态频率f1～f5，根据弹性机翼结构动力学特性确定地面动态标定时的激励力频率范围为0.25倍1阶模态频率到1.25倍5阶模态频率范围，即激励频率ω∈[0.25f1,1.25f5]；
步骤(e)：确定地面动态标定时的激励力频率变化步长为左右相邻弹性模态频率差的10％，即Δω＝0.1(fi+1-fi)，以保证任意两阶模态频率范围内激励次数不少于10次；
步骤(f)：通过砝码向弹性机翼模型梢部施加静态激励，待机翼变形稳定后测量机翼最大挠度，得到机翼最大挠度等于半展长5％时所施加砝码重力为激振器激励幅值F0；
步骤(g)：用激振器以固定频率固定幅值的正弦力F(t)＝F0 sin(ωt)激励弹性机翼翼梢，从而向机翼待测截面施加正弦弯矩M(t)＝M0 sin(ωt)。同时记录此正弦弯矩下应变片(花)所测量应变信号ε(t)，通过对施加的正弦弯矩和所测应变值进行傅里叶变化，得到固定频率下应变片测量应变对结构所受动弯矩的频率响应函数H(ω)＝M(ω)/ε(ω)；
步骤(h)：根据步骤(e)确定的频率范围及步长，变化激振器激励频率，重复步骤(g)，遍历所确定频率范围，得到各频率下频响函数；
步骤(i)：使用销钉定位+螺栓紧固的方式将弹性机翼通过根部螺纹孔与销孔固连在风洞支撑机构上。完成固支后需通过敲击频率校核地面标定支撑和风洞试验支撑方式下一阶弹性模态频率相差在3％以内；
步骤(j)：对试验期间应变片测量得到的时域应变值εtest(t)进行傅里叶变换，得到其频域信息εtest(ω)，将其代入步骤(h)中得到的应变片测量应变对结构所受动弯矩的频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息Mtest(ω)。通过傅里叶反变换，即可得到风洞试验时待测截面所受弯矩时域信息Mtest(t)。
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)

1.一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，包括：
步骤1：确定所述弹性机翼待测载荷截面，并在截面处粘贴应变片；
步骤2：将所述弹性机翼固连在地面支撑机构上；
步骤3：确定地面标定时的激励力的频率范围、激励力的幅值，并设定激励力的频率变化步长；
步骤4：以所述步骤3中确定的所述激励力频率范围和所述激励力幅值为约束，使用激振器以定频定幅的正弦力激励所述弹性机翼，从而向所述弹性机翼待测载荷截面施加正弦弯矩，记录所述应变片所测量的应变值；
步骤5：对步骤4施加的正弦弯矩和所测的应变值进行傅里叶变化，得到当前频率下所述应变片所测量的应变值对所述弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；
步骤6：在步骤3确定的频率范围内，基于所述频率变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤4和步骤5，得到各频率下所述应变片所测量的应变值对所述弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；
步骤7：将所述弹性机翼固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验，通过所述应变片对待测截面应变量进行测量，得到试验期间应变片所测得的时域应变值；
步骤8：将所述步骤7测得的所述时域应变值进行傅里叶变换，得到频域信息，将所述频域信息，代入所述步骤5中得到的频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息，对所述弯矩的频域信息进行傅里叶反变换，得到风洞试验时待测截面所受弯矩的时域信息。
2.根据权利要求1所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述步骤2和所述步骤7均包括敲击频率校核的步骤，使所述弹性机翼在地面支撑方式下和所述风洞支撑方式下的一阶弹性模态频率差在设定值以内。
3.根据权利要求2所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述步骤1中，所述应变片的数量为1个，所述应变片的粘贴方向与待测弯矩的方向一致；或者，所述应变片的数量为三个，分别用于测量待测截面0度、45度和90度三个方向的应变，所述步骤4中，通过解耦获得待测弯矩方向的应变。
4.根据权利要求1所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述步骤3中，确定所述激励力的频率范围包括：使用地面振动试验得到所述弹性机翼前五阶弹性模态频率，所述激励力的频率范围满足以下表达式：ω∈[0.25f1,1.25f5]，其中，ω为激励频率，f1为弹性机翼的一阶模态频率，f5为弹性机翼的五阶模态频率。
5.根据权利要求4所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述步骤3中，所述频率变化步长的表达式为：Δω≤0.1(fi+1-fi)，其中，Δω为所述频率变化步长，fi+1和fi分别为相邻弹性模态频率。
6.根据权利要求1所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述步骤3中，确定所述幅值的方法包括：根据弹性机翼静刚度特性确定激励力的幅值，使所述弹性机翼在所述幅值的静态激励下的静变形在线弹性范围内。
7.根据权利要求6所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述步骤3中，通过砝码向弹性机翼模型梢部施加静态激励，待所述弹性机翼变形稳定后测量所述弹性机翼的最大挠度，当所述弹性机翼最大挠度等于半展长5％时，所施加砝码重力为所述激振器的幅值。
8.根据权利要求1所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述弹性机翼的根部具有螺纹孔和销孔，所述步骤2中，通过销钉和螺栓将所述弹性机翼固连在所述地面支撑机构上；所述步骤7中，通过销钉和螺栓将所述弹性机翼固连在所述风洞支撑机构上。
9.根据权利要求8所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述螺纹孔和所述销孔组成3*3阵列，以模拟弹性机翼固支边界。
10.根据权利要求1所述的用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，其特征在于，所述激振器激励位置设置在靠近所述弹性机翼弹性轴且处于所述弹性机翼的梢部。
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