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气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统

阅读：710发布：2023-03-02

专利汇可以提供气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提出一种气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统，用于预测受试结构的气动弹性稳定边界。整个系统包括：支持系统、受试结构、运动信号传感器、数据采集卡、力传感器、气动力计算计算机、力加载设备。该方法可以直接应用在实际结构上，所以结构的固有特性能得以保留，试验结果更加真实可靠。它能有效弥补传统试验的不足，结合地面振动试验和风洞试验的优点，可以在较短时间和较低成本下完成气动弹性稳定性预测。同时还能避免飞行试验的危险性。，下面是气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种气动弹性稳定性的地面模拟预测系统，其特征在于：
支持系统(1)，用于为受试结构(2)提供刚性支持或弹性支持；
多个力加载设备(8)，每个力加载设备(8)用于在受试结构(2)上布置一个力加载作用点，
多个力传感器(6)，每个力加载作用点处的受试结构(2)上布置一个力传感器(6)；
多个运动信号传感器测点（3），每个测点处的受试结构(2)上布置一个运动信号传感器(3)；
数据采集卡(4)，用于实时采集运动信号传感器(3)所测的信号，得到受试结构(2)的动态特性；
气动力计算部分(7)，用于根据数据采集卡(4)采集的运动信号，实时计算出相应的非定常分布气动力，并将这种分布力通过力加载设备(8)实时准确地加载到受试结构(2)上，其中力传感器(6)监测加载点上的作用力，并实时反馈给气动力计算部分(7)，以便进行力输出校正。
2.根据权利要求1所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测系统，其特征在于，气动力计算部分(7)根据运动信号传感器(3)所采集信号和预先设定的参数，实时计算出作用于受试结构(2)的非定常气动力，并通过等效减缩算法将面分布力减缩为所选定的几个力加载点的集中力。
3.根据权利要求1所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测系统，其特征在于，有限个加载作用点的布置以这样的方式得到优化，即使得在所述有限个加载作用点上加载的集中力能够等效逼近分布式气动力。
4.根据权利要求1所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测系统，其特征在于，力加载设备(8)输出气动力计算部分(7)计算出的所选力加载点的集中力。
5.根据权利要求2所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测系统，其特征在于，所述预先设定的参数包括多个分行参数，该多个分行参数包括飞行速度和大气密度，模拟开始后，给受试结构(2)一个初始扰动，
如运动信号传感器(3)所测响应收敛，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是稳定的；
如运动信号传感器(3)所测响应是等幅振荡，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是临界稳定的；
如运动信号传感器(3)所测响应发散，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是不稳定的，
通过逐步改变所述飞行速度，使受试结构(2)由稳定过渡到临界稳定的过程，并把临界稳定状态所对应的飞行速度确定为该方法所要预测的临界稳定速度。
6.一种气动弹性稳定性的地面模拟预测方法，其特征在于：
通过支持系统(1)，为受试结构(2)提供刚性支持或弹性支持；
用多个力加载设备(8)在受试结构(2)加载力，其中每个力加载设备(8)在受试结构(2)上布置一个力加载作用点，
用多个力传感器(6)检测加载在受试结构(2)上的力，其中在每个力加载作用点处的受试结构(2)上布置一个力传感器(6)；
用多个运动信号传感器测点（3）检测受试结构(2)上的运动信号，其中在每个测点处的受试结构(2)上布置一个运动信号传感器(3)；
用数据采集卡(4)实时采集运动信号传感器(3)所测的信号，得到受试结构(2)的动态特性；
用气动力计算部分(7)，根据数据采集卡(4)采集的运动信号，实时计算出相应的非定常分布气动力，并将这种分布力通过力加载设备(8)实时准确地加载到受试结构(2)上，其中力传感器(6)监测加载点上的作用力，并实时反馈给气动力计算部分(7)，以便进行力输出校正。
7.根据权利要求6所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测方法，其特征在于：
用气动力计算部分(7)根据运动信号传感器(3)所采集信号和预先设定的参数，实时计算出作用于受试结构(2)的非定常气动力，并通过等效减缩算法将面分布力减缩为所选定的几个力加载点的集中力。
8.根据权利要求6所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测方法，其特征在于，对有限个加载作用点的布置以这样的方式得到优化，即使得在所述有限个加载作用点上加载的集中力能够等效逼近分布式气动力。
9.根据权利要求6所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测方法，其特征在于，用力加载设备(8)输出气动力计算部分(7)计算出的所选力加载点的集中力。
10.根据权利要求7所述的气动弹性稳定性的地面模拟预测方法，其特征在于，所述预先设定的参数包括多个分行参数，该多个分行参数包括飞行速度和大气密度，且所述方法进一步包括
在模拟开始后，给受试结构(2)一个初始扰动，
如运动信号传感器(3)所测响应收敛，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是稳定的；
如运动信号传感器(3)所测响应是等幅振荡，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是临界稳定的；
如运动信号传感器(3)所测响应发散，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是不稳定的，
逐步改变所述飞行速度，使受试结构(2)由稳定过渡到临界稳定的过程，把临界稳定状态所对应的飞行速度确定为该方法所要预测的临界稳定速度。

说明书全文

气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统

技术领域

[0001] 本发明涉及气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统，具体用来确定气动弹性临界稳定状态。

背景技术

[0002] 目前，气动弹性稳定性预测主要有理论分析和试验两种途径。前者要求对飞行器对象进行数学建模，而在气动弹性建模过程需要在结构、气动等方面引入一定假设，计算时难以考虑真实结构存在的各种非线性因素影响，且建模会存在一定误差。后者通过开展飞行器的动特性测试来验证理论方法的正确与否、进一步确保飞行器安全。气动弹性试验主要包括地面振动试验，风洞试验和飞行试验三种。地面振动试验为真实飞行器结构，但不能考虑气动力作用。风洞试验可考虑气动力的影响，但受到风洞尺寸和风速限制等影响，设计者通常将实际飞行器进行尺寸缩比，缩比模型与真实结构存在一定差别，而且由于风洞洞壁干扰、支架干扰等固有局限性，风洞试验结果与真实飞行器特性有一定差异；此外对于高速、热环境等情况，风洞试验的费用昂贵并且实施困难，目前仍无性价比高的试验手段。飞行试验，使用真实飞行器进行现场飞行，具有不受各种简化假设限制的优点，试验结果最为真实可靠，但飞行试验也有其独特的复杂性和危险性。

[0003] 所述的预测气动弹性稳定性的地面模拟方法可以直接应用在实际结构上，所以结构的固有特性能得以保留，试验结果更加真实可靠。它能有效结合地面振动试验和风洞试验的优点，在较短时间内以较低成本完成预测，同时还能规避飞行试验的危险性。

发明内容

[0004] 本发明需要解决的技术问题是：非定常气动力快速计算方法、分布式气动力减缩位置设计与优化方法；力加载设备的力输出精确控制等。

[0005] 本发明的优点包括：一、以实物为受试结构，进行气动弹性稳定性预测，结果更加可信；二、相比于风洞试验，可以节省大量时间和费用；三、相比于飞行试验，更加安全无危险。

[0006] 根据本发明的一个实施例的系统包括：支持系统、受试结构、运动信号传感器、数据采集卡、气动力计算计算机、力传感器、力加载设备。

[0007] 在根据本发明的一个实施例中：

[0008] 1.受试结构安装在支持系统上。

[0009] 2.通过优化算法，确定激振点位置，并安装力加载设备、力传感器和运动信号传感器。

[0010] 3.受试结构在初始扰动作用下发生运动，运动信号传感器测得其响应。

[0011] 4.气动力计算计算机根据数据采集卡实时采集的运动信号传感器信号和所设定的受试结构的飞行工况，实时计算出非定常气动力，并等效成减缩加载点的集中力。

[0012] 5.力加载设备根据气动力计算计算机指令对受试结构施加作用力，形成新的扰动，如此循环往复，使结构产生振动。

[0013] 6.通过采集的运动信号判断此飞行工况下受试结构是否稳定。如稳定，逐步改变飞行速度，使受试结构由稳定变为临界稳定，此时所对应的飞行状态即为气动弹性临界稳定状态，所对应的速度即为相应的临界稳定速度。

[0014] 根据本发明的一个方面，提供了一种气动弹性稳定性的地面模拟预测系统，其特征在于：

[0015] 支持系统，用于为受试结构提供刚性支持或弹性支持；

[0016] 多个力加载设备，每个力加载设备用于在受试结构上布置一个力加载作用点，[0017] 多个力传感器，每个力加载作用点处的受试结构上布置一个力传感器；

[0018] 多个运动信号传感器测点，每个测点处的受试结构上布置一个运动信号传感器；

[0019] 数据采集卡，用于实时采集运动信号传感器所测的信号，得到受试结构的动态特性；

[0020] 气动力计算部分，用于根据数据采集卡采集的运动信号，实时计算出相应的非定常分布气动力，并将这种分布力通过力加载设备实时准确地加载到受试结构上，[0021] 其中力传感器监测加载点上的作用力，并实时反馈给气动力计算部分，以便进行力输出校正。

[0022] 根据本发明的另一个方面，提供了一种气动弹性稳定性的地面模拟预测方法，其特征在于：

[0023] 通过支持系统，为受试结构提供刚性支持或弹性支持；

[0024] 用多个力加载设备在受试结构加载力，其中每个力加载设备在受试结构上布置一个力加载作用点，

[0025] 用多个力传感器检测加载在受试结构上的力，其中在每个力加载作用点处的受试结构上布置一个力传感器；

[0026] 用多个运动信号传感器测点检测受试结构上的运动信号，其中在每个测点处的受试结构上布置一个运动信号传感器；

[0027] 用数据采集卡实时采集运动信号传感器所测的信号，得到受试结构的动态特性；

[0028] 用气动力计算部分，根据数据采集卡采集的运动信号，实时计算出相应的非定常分布气动力，并将这种分布力通过力加载设备实时准确地加载到受试结构上，[0029] 其中力传感器监测加载点上的作用力，并实时反馈给气动力计算部分，以便进行力输出校正。附图说明

[0030] 图1是根据本发明的一个实施例的气动弹性稳定性的地面模拟预测系统的配置示意图。

[0031] 附图符号说明：

[0032] 1—支持系统 2—受试结构 3—运动信号传感器信号

[0033] 4—数据采集卡 5—数据电缆 6—力传感器信号

[0034] 7—气动力计算计算机 8—力加载设备

具体实施方式

[0035] 如图1所示，是用于实施根据本发明的一个实施例的一种气动弹性稳定性的地面模拟预测系统的设备配置，其中：

[0036] 支持系统(1)为受试结构(2)提供刚性支持或弹性支持；

[0037] 受试结构(2)通常为机翼结构、导弹舵面结构或者导弹弹体等；

[0038] 受试结构(2)上布置多个力加载作用点，每个作用点处布置一个力传感器(由相应的信号线6表示)及一台力加载设备(8)；

[0039] 受试结构(2)上布置多个运动信号传感器测点，每个测点处布置一个运动信号传感器(由相应的信号线3表示)；

[0040] 数据采集卡(4)实时采集运动信号传感器(3)所测的信号，得到受试结构(2)的动态特性；

[0041] 气动力计算部分(7)通常用加载了相应的应用的计算机实现，根据数据采集卡(4)采集的运动信号，实时计算出相应的非定常分布气动力，并将这种分布力通过力加载设备(8)实时准确地加载到受试结构(2)上；

[0042] 通过力传感器 (6)监测加载点上的作用力，并实时反馈给气动力计算部分(7)，以便进行力输出校正。

[0043] 根据一个实施例，气动力计算部分(7)可以根据运动信号传感器(3)所采集信号和试验前已设定的飞行速度、大气密度等参数，实时计算出作用于受试结构(2)的非定常气动力，通过等效减缩算法将面分布力减缩为所选定的几个力加载点的集中力。

[0044] 为实现气动弹性稳定性的地面模拟预测方法和系统的实时加载，非定常气动力的计算时间必须小于试验的采样周期。而基于计算流体力学（CFD）的气动力计算方法，通常计算时间太长，无法适用于该地面模拟预测方法和系统，因此采用工程上常用的非定常气动力计算方法：

[0045] ①在亚声速范围，常采用亚声速偶极子格网法，其主要公式为：

[0046]

[0047] 式中：ρ为大气密度，V为飞行速度，D表示气动力影响系数矩阵，w表示下洗控制点处的下洗速度列阵，Δp表示划分网格的压力作用点处的压力分布列阵。

[0048] ②对于翼剖面的厚度很薄和飞行马赫数很高的翼面，通常采用活塞理论，其主要公式为：

[0049]

[0050] 式中：ρ为大气密度；a为当地声速，V为飞行速度，z(x,y,t)为网格的振动位移列阵，Δp表示划分网格的压力作用点处的压力分布列阵。

[0051] ③对于细长体结构（一般长细比大于10左右），采用气动导数法，其主要公式为：

[0052]

[0053] 式中：ρ为大气密度，V为飞行速度，S为气动力计算参考面积，表示该气动分段压心处的升力线斜率，可以从模型的风洞试验获得，为非定常局部攻角，其中的项和项分别对应气动分段压心处瞬时斜率和振动速度，Y为该气动力计算参考面积的升力。

[0054] 对于气动力等效减缩算法：

[0055] ①对于刚性翼面，由于翼面结构不发生形变，通过两个自由度即可模拟整个翼面的运动

[0056]

[0057] 式中：F1,F2即为计算出的加载点的集中力，x1,y1,x2,y2为给定坐标系下两个加载点的坐标位置，z1,z2分别表示两个加载点的z向位移，为气动载荷关于x轴和y轴的力矩分别，可由气动力进行积分求得。

[0058] ②对于弹性翼面，运动过程结构会产生弹性变形，气动力与运动信息不再成线性关系，由非定常气动力计算方法的频域形式，获取非定常气动力与结构响应的传递关系，再通过曲面样条插值法建立加载点的集中力与结构运动信息之间的联系，再用最小状态(MS)法进行有理函数近似，得到集中力在拉普拉斯域的近似形式为

[0059]

[0060] 式中：ρ为大气密度，V为飞行速度，A0、A1、A2和D、E为最小状态法得到的结果矩阵，b为参考长度，zs为运动信号传感器测点处的位移，I为单位对角阵，R为以气动力滞后根为对角元素的对角阵，s为拉普拉斯变量，fs为加载点集中力。

[0061] 对上式进行拉普拉斯反变换，得到的即是加载点的集中力与运动信号传感器测点的位移、速度、加速度的时域关系式。

[0062] ③对于细长体结构，其低阶模态的振型相对光滑，在这种条件下，可以把细长体实际的分布气动力等效为作用于少数气动分段的压心位置的集中力。通常情况下，细长体划分为4～5个气动分段即可满足气动弹性分析的需要。对于给定的受试细长体结构，升力线斜率获知后，仅需通过传感器实测各分段压心的局部攻角，根据细长体的气动导数法，即可计算出加载点的集中力。

[0063] 根据另一个实施例，在上述的预测气动弹性稳定性的地面模拟方法中，有限个加载作用点的布置设计经过优化，在其上加载的集中力能够最大程度上等效逼近分布式气动力。

[0064] 根据另一个实施例，在上述的预测气动弹性稳定性的地面模拟方法中，力加载设备(8)具有很好的力学特性，其输出力可以与输入的指令信号重合，因此可以准确输出气动力计算计算机(7)计算出的所选力加载点的集中力。

[0065] 根据另一个实施例，在上述的预测气动弹性稳定性的地面模拟方法中，在测试开始前设定一个包括飞行速度、大气密度等的飞行工况，测试开始后后，给受试结构(2)一个初始扰动。如运动信号传感器(3)所测响应收敛，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是稳定的；如运动信号传感器(3)所测响应是等幅振荡，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是临界稳定的；如运动信号传感器(3)所测响应发散，则说明在此飞行工况下，受试结构(2)是不稳定的。通常，通过逐步改变飞行速度观测受试结构(2)由稳定过渡到临界稳定的过程，临界稳定状态所对应的飞行速度即为该方法所要预测的临界稳定速度。

[0066] 本发明的有益效果包括：

[0067] 1.与地面振动试验相比，该方法能够模拟飞行器空中气动受载情形，在进行飞行试验前即可预测飞行器的气动弹性稳定边界，减小飞行试验中的不确定性因素，避免飞行试验的风险。

[0068] 2.与风洞试验相比，该方法测试对象为真实飞行器结构，无需进行缩比模型设计，减小了结构误差，试验准备时间和成本。而且试验重复性好，便于观察气动弹性失稳的全过程；此外试验范围广，对于不同马赫数情况，只需建立出相应的气动力模型即可。

[0069] 3.与气动弹性稳定性理论计算相比，该方法不需要实测结构的广义质量、广义刚度等结构参数，而理论计算中这些参数也是不能精确得到的，从这一意义上讲，该方法的结果要比计算结果精确，特别是在结构存在非线性因素时，该方法可以避免许多复杂的计算。

[0070] 4.该方法可以有效地弥补传统试验方法的不足。一旦该方法运用于成熟产品，将具有广阔的应用前景，并为飞行器设计的试验研究带来巨大的便利，大大降低飞行器的研制成本和周期。

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