[發明專利]飛行器顫振分析網格模型拉蓋爾建模方法

有效

• 申請號: 201810172960.4
• 申請日: 2018-03-02
• 公開（公告）號: CN108303897B
• 公開（公告）日: 2020-12-29
• 發明（設計）人: 史忠科
• 申請（專利權）人: 西安費斯達自動化工程有限公司
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

為了克服現有技術不能有效表達氣動力和強度變化影響下復雜顫振模型的問題，本發明提供了一種飛行器顫振分析網格模型拉蓋爾建模方法，該方法在飛行器機體軸系選擇多個網格點，在不同飛行速度、大氣密度、氣流環境、不同溫度等氣動力和強度變化影響下按照機體軸系分解方法表示復雜顫振網格模型，根據建立該模型的要求提出安裝傳感器和數據、圖像記錄要求，通過有效顫振飛行試驗獲取數據，通過氣流傳感器測量值獲得激勵函數，采用拉蓋爾函數對振動變量進行逼近和等效描述，按照辨識方法同時確定了機體軸系坐標網格點處三個軸向振動方程求解，解決了現有技術不能有效表達氣動力和強度變化影響下復雜顫振模型的技術問題。

技術領域

本發明涉及民用飛機、戰斗機、無人機等飛行器飛行安全地面綜合試驗方法，特別涉及飛行器顫振分析網格模型拉蓋爾建模方法，屬于航空航天與信息技術領域。

背景技術

顫振是彈性結構在均勻氣流中受到空氣動力、彈性力和慣性力的耦合作用而發生的一種大幅度振動現象。對于飛機而言，在飛行中受到不確定擾動后會發生振動。此時，由于氣流的作用，飛機的彈性結構如機翼、尾翼或操縱面將會產生附加氣動力；作為一種激振力，附加氣動力將加劇結構的振動。同時空氣對飛機結構的阻尼力又試圖減弱振動；在低速飛行時，由于阻尼力占優，擾動后的振動逐漸消失；當達到某一飛行速度即顫振臨界速度顫振邊界后，激振力占優，平衡位置失穩，將產生大幅度振動，導致飛機在數秒內解體，釀成災難性后果；可以說，從航空工業起步的那一天起，顫振就一直是航空界研究的熱門問題。

為避免顫振事故發生，新機研制必須經歷顫振試驗環節，以確定不發生飛行顫振的穩定飛行包線；開展顫振問題研究主要有兩類途徑，一是數值計算：這需要對分析對象進行數學建模，此過程需要在結構、氣動等方面引入一定的假設，難以考慮真實存在的各種非線性因素和建模誤差的影響，分析結果具有一定的參考價值，但可能與實際情況有較大的偏差；二是試驗手段：與顫振有關的試驗主要有風洞試驗和飛行試驗。風洞試驗可以考慮氣動力影響，但此方法要求將試驗對象進行縮比設計，縮比模型與真實結構存在一定的差別，且由于風洞洞壁與支架的干擾氣動力難免失真；此外對于高速、熱環境等情況，風洞試驗模擬費用昂貴且實施困難。飛行試驗可以完全模擬試驗對象的真實工作環境，但試驗的條件受限、費用高且風險大，飛機一旦在空中發生顫振，會在幾秒甚至更短的時間內解體，飛行員幾乎沒有處置時間，逃脫概率基本為零。

地面顫振模擬試驗就是一種可以有效彌補傳統試驗不足的、極具生命力的顫振研究方法。地面試驗以飛行器地面顫振試驗系統為研究對象，以多學科設計優化理論研究為核心，密切結合飛行器地面顫振試驗系統的工程特點，突破等效試驗建模方法、多點分布式氣動力建模與控制、顫振試驗一體化檢測方法等關鍵技術，著力解決飛行器顫振氣動力模型難實現、多點激振力無法精確控制、顫振試驗結果無法反復回放等問題，提高總體設計水平。

航空界、力學界雖然較早對避免顫振的問題進行了研究，但目前的研究還是初級階段，沒有形成一個系統的理論方法體系；現有的方法缺乏飛行器等價地面顫振試驗方法和評價；特別是現有技術方法難以描述飛行器在不同飛行速度、大氣密度、氣流環境、不同溫度等氣動力和強度變化影響下的復雜顫振模型，使得顫振地面試驗研究難以有工程化進展。

發明內容

為了克服現有技術不能有效表達氣動力和強度變化影響下復雜顫振模型的問題，本發明提供了一種飛行器顫振分析網格模型拉蓋爾建模方法，該方法在飛行器機體軸系選擇多個網格點，在不同飛行速度、大氣密度、氣流環境、不同溫度等氣動力和強度變化影響下按照機體軸系分解方法表示復雜顫振網格模型，根據建立該模型的要求提出安裝傳感器和數據、圖像記錄要求，通過有效顫振飛行試驗獲取數據，通過氣流傳感器測量值獲得激勵函數，采用拉蓋爾函數對振動變量進行逼近和等效描述，按照辨識方法同時確定了機體軸系坐標網格點處三個軸向振動方程求解，解決了現有技術不能有效表達氣動力和強度變化影響下復雜顫振模型的技術問題。

本發明解決其技術問題采用的技術方案是，一種飛行器顫振分析網格模型拉蓋爾建模方法，其特征包括以下步驟：