CN115290292A - 一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法：S1、在待标定结构弹性模型弯矩所对应截面处粘贴应变传感器，所述截面记为待测载荷截面；S2、将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上；S3、确定地面标定时的激励力频率范围和激励力幅值；S4、使用激振器以固定频率固定幅值的正弦力激励待标定模型，计算待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩，记录此时应变传感器所测量应变信号；S5、通过对待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩和应变传感器所测应变信号进行傅里叶变换，计算得到固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。

Description

一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法
技术领域
本发明涉及气动弹性试验技术领域，具体涉及一种用于弹性模型气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定、测量方法。
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弹性载荷的重要手段。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。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有静态标定的不足，提供了一种弹性模型结构弯矩动态标定方法，能够考虑结构弹性所导致机翼所受弯矩的动态特性，大大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，为弹性结构动态弯矩的精确测量提供了方法，也为飞行器载荷设计提供支撑。
本发明解决技术的方案是：一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，该方法包括如下步骤：
S1、在待标定结构弹性模型弯矩所对应截面处粘贴应变传感器，所述截面记为待测载荷截面；
S2、将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上，保证待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致；
S3、确定地面标定时的激励力频率范围和激励力幅值；
S4、使用激振器以固定频率固定幅值的正弦力激励待标定模型，计算待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩，记录此时应变传感器所测量应变信号；
S5、通过对待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩和应变传感器所测应变信号进行傅里叶变换，计算得到固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值；
S6、根据步骤S3中确定的频率范围，按照预设的变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤S4～步骤S6，遍历步骤S3所确定的频率范围内不同频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。
优选地，所述待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致的评价标准为：
将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上之后，通过敲击频率校核采用地面支撑机构固支与采用气动弹性风洞试验支撑结构固支两种方式下，待标定结构弹性模型的1阶弹性模态频率之差在3％以内。
优选地，所述激振器激励位置靠近弹性模型弹性轴，以使待标定结构弹性模型弯矩所对应截面主应力由弯矩产生，并保证弯矩尽可能大。
优选地，所述步骤S1中应变传感器为应变片或者应变花。
优选地，当应变传感器为应变片时，所述应变片应粘贴于待测截面上，应变片的测量方向与激振器激励弯矩方向一致。
优选地，当应变传感器为应变花时，所述应变花用于同时测量待测截面0/45/90度3方向应变，通过胡克定律解耦得到待测弯矩方向应变。
优选地，固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数为：
H(ω)＝M(ω)/ε(ω)
其中，ε(ω)为应变传感器所测应变信号的傅里叶变换结果；M(ω)为待测载荷截面所受正弦弯矩的傅里叶变换结果。
优选地，所述正弦力激励F(t)为：
F(t)＝F0sin(ωt)
其中，F0为正弦激励力幅值；ω为正弦激励力频率。
优选地，所述激振器激励频率范围至少包含待标定结构弹性模型固支条件下1阶弯曲模态频率、1阶扭转模态频率和2阶弯曲模态频率。
优选地，所述激振器激励频率范围为：
ω∈[0.25fmin,1.25fmax]
其中，fmin为待标定结构弹性模型的最小阶模态频率，f5为待标定结构弹性模型的最大阶弹性模态频率。
优选地，所述频率变化步长取相邻阶弹性模态频率差的10％，以保证任意两阶弹性模态频率范围内激励次数不少于10次。
优选地，通过砝码向待标定结构弹性模型施加静态激励，等待标定结构弹性模型变形稳定后测量待标定结构弹性模型最大挠度，得到待标定结构弹性模型最大挠度等于半展长5％时所施加砝码重力即为激振器激励力幅值。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)、本发明的基于频率响应函数模型建立了测量应变关于待测弯矩的动态载荷方程，并建立了动态标定方法。相比传统基于静态载荷方程的静态标定方法，本发明充分考虑了弹性模型响应过程中惯性力与弹性力对弹性模型所受弯矩的影响。保证了弹性模型所受弯矩的测量精度。
(2)本发明通过结合弹性模型前5阶弹性模态频率，确定了动态标定过程中激励力的频率范围和扫频步长，在保证动态标定精度的基础上优化了激励工况。
附图说明
图1为本发明实施例地面标定支撑装置示意图；
图2为本发明实施例动态标定流程图；
图3为本发明实施例弹性机翼模型动态标定所得频率响应函数；
图4为本发明实施例弹性机翼模型风洞试验中所得应变响应；
图5为本发明实施例动态标定所得弯矩响应与真值对比图；
图6为本发明实施例动态标定所得弯矩响应与真值对比局部放大图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明涉及一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，重点包括应变片粘贴及弹性模型固连方式、地面动标定中激励力频率、幅值范围确定准则与方法、地面动标定流程、动态标定结果的表达方式。
将本发明标定得到的结果引入风洞试验，即可得到风洞试验中不同时刻待测截面的弯矩。
本发明提供的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法包括如下步骤：
S1、在待标定结构弹性模型弯矩所对应截面处粘贴应变传感器，所述截面记为待测载荷截面；应变传感器可以为应变片或者应变花。
当应变传感器为应变片时，所述应变片应粘贴于待测截面上，应变片的测量方向与激振器激励弯矩方向一致。
当应变传感器为应变花时，所述应变花用于同时测量待测截面0/45/90度3方向应变，以便通过胡克定律解耦得到待测弯矩方向应变。
S2、将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上，保证待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致；
所述待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致的评价标准为：
将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上之后，通过敲击频率校核采用地面支撑机构固支与采用气动弹性风洞试验支撑结构固支两种方式下，待标定结构弹性模型的1阶弹性模态频率之差在3％以内。
S3、根据待标定结构动力学特性，确定地面标定时的激励力频率范围，根据待标定结构静刚度特性,确定和激励力幅值；
所述激振器激励位置靠近弹性模型弹性轴，以使待标定结构弹性模型弯矩所对应截面主应力由弯矩产生，并保证弯矩尽可能大。
所述激振器激励频率范围至少包含待标定结构弹性模型固支条件下1阶弯曲模态频率、1阶扭转模态频率和2阶弯曲模态频率。
所述激振器激励频率范围为：
ω∈[0.25fmin,1.25fmax]
其中，fmin为待标定结构弹性模型的最小阶模态频率，f5为待标定结构弹性模型的最大阶弹性模态频率。
通过砝码向待标定结构弹性模型施加静态激励，等待标定结构弹性模型变形稳定后测量待标定结构弹性模型最大挠度，得到待标定结构弹性模型最大挠度等于半展长5％时所施加砝码重力即为激振器激励力幅值。
S4、使用激振器以固定频率固定幅值的正弦力激励待标定模型，计算待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩，记录此时应变传感器所测量应变信号；
所述正弦力激励F(t)为：
F(t)＝F0sin(ωt)
其中，F0为正弦激励力幅值；ω为正弦激励力频率。
M(ω)＝fft[F(t)·l]
其中，fft为快速傅里叶变换函数，l为激励力与待测弯矩截面距离
S5、通过对待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩和应变传感器所测应变信号进行傅里叶变换，以得到固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。
S6、根据步骤S3中确定的频率范围，按照预设的变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤S4～步骤S6，遍历步骤S3所确定的频率范围内不同频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。
固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数为：
H(ω)＝M(ω)/ε(ω)
其中，ε(ω)为应变传感器所测应变信号的傅里叶变换结果；M(ω)为待测载荷截面所受正弦弯矩的傅里叶变换结果。
频率变化步长取相邻阶弹性模态频率差的10％，即Δω＝0.1(fi+1-fi)，以保证任意两阶弹性模态频率范围内激励次数不少于10次。
实施例1：
以下以弹性机翼模型为例，对本发明进行详细说明。
对于弹性机翼模型而言，本发明提供的用于气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，包括步骤如下：
步骤S1、确定弹性机翼模型待测载荷截面，并在截面处粘贴应变片(花)，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；
对于弹性机翼模型而言，待标定弯矩主要为机翼所受面外弯矩，弹性机翼待测载荷截面为机翼主梁弦向截面；
步骤S2、将弹性机翼模型固连在地面支撑机构上，保证待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致；
本实施例中，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，再进行吹风试验。完成固支后需通过敲击频率校核地面标定支撑与实际的风洞试验支撑方式下1阶弹性模态频率之差在3％以内。
如图2所示，本实施例选择7个M8粗牙螺纹孔与2个M8销控组成3*3阵列，以充分模拟弹性机翼模型固支边界。其中地面支撑机构由多个铸铁加工而成的矩形立方箱体通过螺栓固定累加而成。机翼呈梯形，弦长沿着展向逐渐变小，整体机翼分为机翼翼面与舵机框架两部分，机翼翼面为多梁结构，机翼舵机框架为框架结构，均采用铝合金材料通过机械加工形成。
步骤S3、确定地面标定时的激励力频率范围和激励力幅值；
由于弹性机翼模型的前5阶弹性模态频率已经包含弹性机翼模型的1阶弯曲频率、1阶扭转频率和2阶弯曲模态频率。因此，本实施例使用地面振动试验得到弹性机翼模型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]；
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；频率变化步长越小则动标定精度越高，但动标定需激励次数越多，一般优选频率变化步长为左右相邻弹性模态频率差的10％。
使用激振器激励幅值应该保证弹性机翼模型在此幅值静态激励下的静变形在线弹性范围内，一般需要使弹性模型最大挠度小于弹性模型特征尺寸的5％。
本实施例中，激振器激励幅值应该保证弹性机翼模型在此幅值静态激励下的静变形在线弹性范围内，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；
S4、用激振器以固定频率固定幅值的正弦力F(t)＝F0sin(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)＝M0sin(ωt)。同时记录此正弦弯矩下应变片(花)所测量应变信号ε(t)，即试验期间所测得时域应变信号。
本实施例中，激振器激励位置应靠近弹性机翼模型弹性轴且处于机翼梢部。
S5、对试验期间应变片测量得到的时域应变信号进行傅里叶变换，得到其频域信息，将其代入步骤5中得到的应变片测量应变关于模型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，计算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)；
S6、根据步骤S3中确定的频率范围，按照预设的变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤S4～步骤S6，遍历步骤S3所确定的频率范围内不同频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。
本实施中还进一步提供了测量方法:
步骤一、使用销钉定位+螺栓紧固的方式将模型通过根部螺纹孔与销孔固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验。使用应变片(花)对待测截面应变在风洞试验中的响应进行测量，得到试验期间截面应变片所测得时域应变信号。
步骤二、对试验期间应变片测量得到的时域应变信号进行傅里叶变换，得到其频域信息，将其代入上述标定方法所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。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。
如图3与图4所示，弹性机翼动态激励下的弯矩标定系数随着激励频率变化有着明显的峰值，说明了待测弯矩与测量应变间存在着动态关系，并显示了动态标定方法的必要性。对比图5与图6，发现动态标定方法得到的弹性机翼所受弯矩与其真实所受弯矩在最大幅值、变化趋势上吻合较好，说明本发明所提出的动态标定方法具有一定精度，同时也证明了本发明所提动态标定方法的可行性。
综上所述，本发明以模型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，发明了一种简单便捷适用于工程实际的模型气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法。仅采用弹性模型截面布置的若干应变片即可完成风洞试验中结构所受弯矩的实时测量，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 (10)

1.一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于包括如下步骤：
S1、在待标定结构弹性模型弯矩所对应截面处粘贴应变传感器，所述截面记为待测载荷截面；
S2、将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上，保证待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致；
S3、确定地面标定时的激励力频率范围和激励力幅值；
S4、使用激振器以固定频率固定幅值的正弦力激励待标定模型，计算待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩，记录此时应变传感器所测量应变信号；
S5、通过对待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩和应变传感器所测应变信号进行傅里叶变换，计算得到固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值；
S6、根据步骤S3中确定的频率范围，按照预设的变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤S4～步骤S6，遍历步骤S3所确定的频率范围内不同频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。
2.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于所述待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致的评价标准为：
将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上之后，通过敲击频率校核采用地面支撑机构固支与采用气动弹性风洞试验支撑结构固支两种方式下，待标定结构弹性模型的1阶弹性模态频率之差在3％以内。
3.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于当应变传感器为应变片时，所述应变片应粘贴于待测截面上，应变片的测量方向与激振器激励弯矩方向一致。
4.根据权利要求4所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于当应变传感器为应变花时，所述应变花用于同时测量待测截面0/45/90度3方向应变，通过胡克定律解耦得到待测弯矩方向应变。
5.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数为：
H(ω)＝M(ω)/ε(ω)
其中，ε(ω)为应变传感器所测应变信号的傅里叶变换结果；M(ω)为待测载荷截面所受正弦弯矩的傅里叶变换结果。
6.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于所述正弦力激励F(t)为：
F(t)＝F0sin(ωt)
其中，F0为正弦激励力幅值；ω为正弦激励力频率。
7.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于所述激振器激励频率范围至少包含待标定结构弹性模型固支条件下1阶弯曲模态频率、1阶扭转模态频率和2阶弯曲模态频率。
8.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于所述激振器激励频率范围为：
ω∈[0.25fmin,1.25fmax]
其中，fmin为待标定结构弹性模型的最小阶模态频率，f5为待标定结构弹性模型的最大阶弹性模态频率。
9.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于所述频率变化步长取相邻阶弹性模态频率差的10％。
10.根据权利要求1所述的一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，其特征在于通过砝码向待标定结构弹性模型施加静态激励，等待标定结构弹性模型变形稳定后测量待标定结构弹性模型最大挠度，得到待标定结构弹性模型最大挠度等于半展长5％时所施加砝码重力即为激振器激励力幅值。
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