一种利用静态测力试验模型获取抖振特性的方法及装置

技术领域

本申请属于飞机气动设计技术领域，特别涉及一种利用静态测力试验模型获取抖振特性的方法及装置。

背景技术

飞机设计过程中，通过专门的抖振测量试验获取飞机的抖振特性。抖振测量往往需要在模型的机翼上布置大量的传感器，试验模型的设计加工成本高，试验需要处理的数据量大，试验过程比较麻烦。

现代高性能飞机，尤其是具有高机动能力的飞机，往往在试飞中发现飞机在亚音速、中等迎角下存在抖振问题，典型的速度为马赫数M在0.6～0.95之间，典型的迎角为6度～14度。

抖振现象引起驾驶员烦躁，降低飞机的精确跟踪能力，导致飞机结构疲劳，而且飞机抖振以后往往会出现非指令横航向运动现象。图1是典型飞机的抖振迎角随马赫数M变化情况。对于确定的马赫数，飞机往往是首先发生抖振，随着迎角继续增大，还会出现非指令横航向运动现象，此时飞机会自动的左右滚摆，或者向一侧倾斜，严重影响飞机的正常使用。随着飞机飞行迎角的增大，飞机必然出现抖振现象，飞机设计的目标是保证飞机的正常飞行使用包线以内不会发生抖振现象。

飞机在试飞中发现存在抖动问题以后，往往通过调整飞机机翼的外形、机翼上增加涡流发生器、改变前襟和后襟随迎角的偏转规律，调整飞行控制律等措施加以解决，这些措施往往是在试飞时以“一边飞一边改”的方式进行摸索的，为此往往花费巨大的代价解决抖振问题。飞机设计流程中往往是在试飞阶段才会发现飞机在常用使用包线内存在抖振问题，其根源在于无法在飞机设计阶段及时发现飞机的抖振风险。

飞机的抖振严重影响飞机的正常使用，因此，在飞机的设计阶段，需要开展专门的抖振特性测量试验获取飞机的抖振特性。图1是典型抖振特性测量试验的机翼传感器配置方案。为了获取飞机的抖振特性，在风洞试验模型的机翼上配置了脉动压力传感器、压力传感器、翼根弯度计、翼尖加速度计等传感器。通过该方法获取飞机的抖振特性，模型加工周期慢，试验费用较高。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提供了一种利用静态测力试验模型获取抖振特性的方法及装置，对静态试验模型进行简单的改进，能够在进行静态测力试验的同时，快速获取飞机的抖振特性。

本申请第一方面提供了一种利用静态测力试验模型获取抖振特性的方法，主要包括：

步骤S1、按设定步长在指定迎角变化范围内控制飞机模型在风洞流场中到达指定迎角姿态，其中，飞机模型通过尾部支撑方式支撑在风洞流场中；

步骤S2、待风洞流场稳定后，采集飞机模型上用于测量气动力的应变天平所受到的气动力；

步骤S3、根据采集结果计算俯仰力矩系数脉动量的均方根；

步骤S4、基于设置在飞机模型的机头位置处的加速度计，确定飞机模型的机头处加速度；

步骤S5、根据俯仰力矩系数脉动量的均方根、机头处加速度以及抖振强度判定准则确定所述指定迎角姿态的抖振强度。

优选的是，步骤S1中，所述设定步长为0.5°。

优选的是，步骤S2中，测试系统的采样频率设置为50赫兹，至少采集50个应变天平所受到的气动力的数据点。

优选的是，步骤S5中，所述抖振强度判定准则通过以下方式确定：

步骤S51、获取飞机模型的机头振动纹影视频；

步骤S52、确定所述俯仰力矩系数脉动量的均方根与所述机头处加速度的加权特征值；

步骤S53、确定所述机头振动纹影视频与所述加权特征值的对应关系；

步骤S54、分别获取给定的机头振动纹影视频中具有严重抖振及明显抖振的帧所对应的所述加权特征值中的最小值，并将其分别作为严重抖振及明显抖振的抖振强度判定准则。

优选的是，通过在风洞流场的观察窗处布置纹影录像设备，以获取飞机模型的机头振动纹影视频。

本申请第二方面提供了一种利用静态测力试验模型获取抖振特性的装置，主要包括：

迎角姿态控制模块，用于按设定步长在指定迎角变化范围内控制飞机模型在风洞流场中到达指定迎角姿态，其中，飞机模型通过尾部支撑方式支撑在风洞流场中；

气动力采集模块，用于待风洞流场稳定后，采集飞机模型上用于测量气动力的应变天平所受到的气动力；

俯仰力矩系数脉动量的均方根计算模块，用于根据采集结果计算俯仰力矩系数脉动量的均方根；

机头处加速度获取模块，用于基于设置在飞机模型的机头位置处的加速度计，确定飞机模型的机头处加速度；

抖振强度判定模块，用于根据俯仰力矩系数脉动量的均方根、机头处加速度以及抖振强度判定准则确定所述指定迎角姿态的抖振强度。

优选的是，所述设定步长为0.5°。

优选的是，在所述气动力采集模块中，测试系统的采样频率设置为50赫兹，至少采集50个应变天平所受到的气动力的数据点。

优选的是，所述抖振强度判定准则通过以下方式确定：

机头振动纹影视频获取单元，用于获取飞机模型的机头振动纹影视频；

加权特征值确定单元，用于确定所述俯仰力矩系数脉动量的均方根与所述机头处加速度的加权特征值；

对应关系确定单元，用于确定所述机头振动纹影视频与所述加权特征值的对应关系；

抖振强度判定准则制定单元，用于分别获取给定的机头振动纹影视频中具有严重抖振及明显抖振的帧所对应的所述加权特征值中的最小值，并将其分别作为严重抖振及明显抖振的抖振强度判定准则。

优选的是，通过在风洞流场的观察窗处布置纹影录像设备，以获取飞机模型的机头振动纹影视频。

本申请节省了专门开展抖振试验的模型加工费用和试验费用，有效缩短了飞机研制的周期。

附图说明

图1是典型抖振特性测量试验的机翼传感器配置方案示意图。

图2是本申请利用静态测力试验模型获取抖振特性的方法的一优选实施例的流程图。

图3是静态测力风洞试验方法示意图。

图4是加速度计安装示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请第一方面提供了一种利用静态测力试验模型获取抖振特性的方法，如图2所示，主要包括：

步骤S1、按设定步长在指定迎角变化范围内控制飞机模型在风洞流场中到达指定迎角姿态，其中，飞机模型通过尾部支撑方式支撑在风洞流场中；

步骤S2、待风洞流场稳定后，采集飞机模型上用于测量气动力的应变天平所受到的气动力；

步骤S3、根据采集结果计算俯仰力矩系数脉动量的均方根；

步骤S4、基于设置在飞机模型的机头位置处的加速度计，确定飞机模型的机头处加速度；

步骤S5、根据俯仰力矩系数脉动量的均方根、机头处加速度以及抖振强度判定准则确定所述指定迎角姿态的抖振强度。

本申请针对马赫数M在0.6～0.95之间的多个指定马赫数下进行风洞试验，在步骤S1中，为了能够准确的捕获抖振特性，试验迎角阶梯间隔通常取为0.5度，针对各个前缘襟翼偏度可能的使用迎角范围确定试验的迎角范围，例如，针对15度的前缘襟翼偏度，所述指定迎角变化范围为6°-14°。

在一些可选实施方式中，步骤S2中，测试系统的采样频率设置为50赫兹，至少采集50个应变天平所受到的气动力的数据点。

该实施例以阶梯采集的方式开展静态测力试验。即飞机模型到达指定的迎角姿态以后变角度机构保持不动，待风洞流场稳定后，开始采集天平受到的气动力，要求数据采集点不小于50个，这些数据点的平均值即为该迎角姿态下飞机的气动力特性。

开展静态测力试验时，除了进行6个气动力分量的采集，还需计算俯仰力矩系数脉动量的均方根(rms)。以50个数据采集点为例，

在一些可选实施方式中，步骤S5中，所述抖振强度判定准则通过以下方式确定：

步骤S51、获取飞机模型的机头振动纹影视频；

步骤S52、确定所述俯仰力矩系数脉动量的均方根与所述机头处加速度的加权特征值；

步骤S53、确定所述机头振动纹影视频与所述加权特征值的对应关系；

步骤S54、分别获取给定的机头振动纹影视频中具有严重抖振及明显抖振的帧所对应的所述加权特征值中的最小值，并将其分别作为严重抖振及明显抖振的抖振强度判定准则。

在一些可选实施方式中，通过在风洞流场的观察窗处布置纹影录像设备，以获取飞机模型的机头振动纹影视频。

在该实施例中，首先在步骤S51中，获取飞机模型的机头振动纹影视频，例如在一些可选实施方式中，通过在风洞流场的观察窗处布置纹影录像设备，以获取飞机模型的机头振动纹影视频。高速风洞的两侧侧壁一般具有圆形的观察窗，试验时需利用特殊的设备进行纹影录像。为此，试验方案需要保证飞机的使用迎角内，模型的机头处在观察窗的视野内，以便能够通过纹影视频观察到模型机头的振动情况，一般来说，要求在4度～20度迎角以内，模型的机头处在观察窗的视野内。

在步骤S53中，按时间序列，振动纹影视频的每一帧对应于一个加权特征值，在步骤S54中，通过专家观察评判，连续多帧中的抖动强度被划分为明显抖动和严重抖动，这些帧所对应的加权特征值的最小值将被作为明显抖动和严重抖动的分界线。具体的，在步骤S54中，选取纹影视频中模型振动特点比较明显的若干车次，例如，选取10个典型车次，将视频体现出来的模型振动特征和加权特征值进行对比分析，制定出利用加权特征值判断抖振强度的准则。例如，针对某飞机模型，依据视频信息和加权特征值的试验结果，制定出的抖振强度判断准则为：当加权特征值≧0.002时，抖振强度为明显；当加权特征值≧0.03时，抖振强度为严重。基于该抖振强度判断准即可对该指定迎角姿态下的抖振强度。

本申请的加权特征值是在步骤S52中，通过俯仰力矩系数脉动量的均方根与机头处加速度加权计算获得，俯仰力矩系数脉动量的均方根与机头处加速度的权重各为0.5，备选实施方式中，也可以根据加速度计及应变天平的精度分配各自的权重。

重复执行步骤S1至步骤S5即可确定各个马赫数下、各个迎角姿态下、各个前缘襟翼偏度的抖振强度。本申请可在开展静态测力风洞试验的同时获取飞机的亚音速抖振特性，节省了专门开展抖振试验的费用，基于本申请的方法可以进一步开展能够有效抑制抖振的最优前缘、后缘襟翼随迎角变化规律的设计，有效减小飞机试飞的风险。

本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的利用静态测力试验模型获取抖振特性的装置，以计算机软件的形式执行上述方法，其可以存储在计算机存储器或u盘等移动存储设备中，并能够被计算机的处理器所调用，该装置主要包括：

迎角姿态控制模块，用于按设定步长在指定迎角变化范围内控制飞机模型在风洞流场中到达指定迎角姿态，其中，飞机模型通过尾部支撑方式支撑在风洞流场中；

气动力采集模块，用于待风洞流场稳定后，采集飞机模型上用于测量气动力的应变天平所受到的气动力；

俯仰力矩系数脉动量的均方根计算模块，用于根据采集结果计算俯仰力矩系数脉动量的均方根；

机头处加速度获取模块，用于基于设置在飞机模型的机头位置处的加速度计，确定飞机模型的机头处加速度；

抖振强度判定模块，用于根据俯仰力矩系数脉动量的均方根、机头处加速度以及抖振强度判定准则确定所述指定迎角姿态的抖振强度。

在一些可选实施方式中，所述设定步长为0.5°。

在一些可选实施方式中，在所述气动力采集模块中，测试系统的采样频率设置为50赫兹，至少采集50个应变天平所受到的气动力的数据点。

在一些可选实施方式中，所述抖振强度判定准则通过以下方式确定：

机头振动纹影视频获取单元，用于获取飞机模型的机头振动纹影视频；

加权特征值确定单元，用于确定所述俯仰力矩系数脉动量的均方根与所述机头处加速度的加权特征值；

对应关系确定单元，用于确定所述机头振动纹影视频与所述加权特征值的对应关系；

抖振强度判定准则制定单元，用于分别获取给定的机头振动纹影视频中具有严重抖振及明显抖振的帧所对应的所述加权特征值中的最小值，并将其分别作为严重抖振及明显抖振的抖振强度判定准则。

在一些可选实施方式中，通过在风洞流场的观察窗处布置纹影录像设备，以获取飞机模型的机头振动纹影视频。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。