[發明專利]優化的復合材料機翼氣動彈性風洞模型的縮比建模方法

無效

• 申請號: 201310456562.2
• 申請日: 2013-09-29
• 公開（公告）號: CN103678762A
• 公開（公告）日: 2014-03-26
• 發明（設計）人: 楊超;王斌團;劉超;丁未龍;孫曉紅;萬志強
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學;中國航空工業集團公司西安飛機設計研究所
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京金恒聯合知識產權代理事務所 11324
• 代理人: 李強

技術領域

本發明涉及一種民機復合材料機翼的氣動彈性風洞模型的縮比建模方法，屬于航空飛行器的結構與試驗領域。

背景技術

每個飛機型號的研制都必須經過理論計算和風洞試驗以得到該型號的顫振數據。受風洞規模以及成本技術上的限制，不可能進行全尺寸模型試驗。因此必須對原模型進行縮比并選用合適的材料制造，再進行吹風試驗，所以縮比模型的建立和制造是解決問題的關鍵。顫振風洞模型一般采用金屬材料制造，由于金屬為各向同性材料，其力學特性相對簡單，且加工精度高，因此采用金屬材料建立風洞縮比模型已經比較成熟，在飛機設計手冊等資料中都有詳細的設計流程和規范。如今現代設計技術和復合材料的使用，使飛機的結構質量進一步減輕，特別是復合材料在機翼主承力結構上的大量應用，使得結構的力學特性發生很大變化，復合材料機翼的剛度分布、顫振特性均與金屬機翼有所不同，因此以往針對金屬結構的設計在復合材料機翼上的應用受到限制。業界對復合材料的研究比較深入，但在公開的資料中很少提及，因此對大型飛機復合材料的風洞縮比建模的研究具有重要的工程實際意義。

氣動彈性縮比模型必須和原飛機有著相似的氣動彈性響應，才能在風洞試驗中準確預測該飛機的顫振特性。苛刻的相似條件和與原有結構形式的差異使得縮比模型的建立比較困難。

發明內容

本發明的一個目的，提出一種采用優化的手段建立復合材料機翼氣動彈性風洞模型的方法。

根據本發明的一個方面，提供了一種基于氣動彈性約束的縮比建模方法，其特征在于包括：

A）根據基準的機翼模型建立氣動力分析模型及結構有限元模型，

B）根據所述氣動力分析模型與結構有限元模型，建立結構顫振分析模型，

C）根據邊界條件求解模型的顫振特性，

D）按照預定的約束條件，判定顫振特性是否達到預定要求。

附圖說明

圖1是通過優化方法進行顫振風洞模型的縮比建模方法的流程圖。

圖2是復合材料“十字”形梁示意圖。

圖3是復合材料低速縮比模型的分布質量點連接情況示意。

圖4是優化后的復合材料低速顫振模型的主梁。

圖5是復合材料高速縮比模型的分布質量點連接情況示意圖。

圖6是優化后的復合材料高速顫振模型的主梁。

具體實施方式

風洞試驗是根據相對性原理和相似原理來進行的。

氣動彈性模型試驗的基礎是氣動彈性縮比相似律。對于不同的氣動彈性現象，都可以通過運動方程的相似變換得到其對應的相似律當長度比、速度比、密度比確定的情況下，作為建模目標的模型質量、模型固有頻率、模型顫振速度和顫振頻率便可隨之確定。模型和實物之間，有許多相似比例k。對于氣動彈性模型，低速試驗取k_l,k_V,k_ρ為基本相似比例，高速試驗取k_l,k_q,k_ρ為基本相似比例，其中l,V,q,ρ分別代表長度、速度、速壓和密度。

氣動彈性縮比建模是依據相似準則，在縮比模型上重構出原結構的氣動彈性特征。由于氣動外形保持相似性，因此從優化建模角度來看這個問題為結構的幾何特征建模問題。對于顫振縮比模型，該優化問題以指定的顫振速度、顫振頻率為優化目標，數學上歸結為典型的特殊約束條件下的偏微分方程反問題。

對于上述問題的求解，以往一般是首先建立結構的參數化表述模型，由此結合邊界條件派生出模型的顫振分析模型，得到模型的顫振特性，并通過與目標的對比，最終采用適當的優化方法往復調整結構表述模型中的控制參數(即建模變量)，直至達到或接近建模目標。最直接的縮比方式是匹配模型與實物間的氣動彈性減縮頻率和阻尼，然而由于氣動彈性優化的復雜性，目前多采用結構動力學約束代替氣動彈性約束來進行氣動彈性縮比建模工作，多采用的建模流程是通過約束頻率和模態進行優化得到模型結構，再進行氣動彈性特性驗算，即模型的氣動彈性特性計算并不包含在優化流程中，將縮比建模工作完全轉化為結構動力學優化問題。

由于縮比模型和實物模型的承力結構形式多有較大的差異，其模態矩陣很難保證完全一致且優化處理較為復雜。如果對其誤差約束過窄，則可能在優化過程中找不到滿足約束可行解；如果誤差約束過寬，則可能出現固有振動頻率滿足的情況下顫振特性并不等效。只考慮結構動力學約束建立的模型，往往還需要在建模后期加入大量的人工修改工作，以期滿足氣動彈性特性要求，不利于快速高效的建模。