[發(fā)明專利]一種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正方法、裝置、設(shè)備及介質(zhì)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011211238.0
• 申請日: 2020-11-03
• 公開（公告）號: CN112414668B
• 公開（公告）日: 2022-08-09
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王介龍;賴國俊;楊薇;薛幫猛;任啟龍;林大楷
• 申請（專利權(quán)）人: 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心;中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 北京品源專利代理有限公司 11332
• 代理人: 孟金喆

本發(fā)明公開了一種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正方法、裝置、設(shè)備及介質(zhì)。該方法包括：基于機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿S結(jié)構(gòu)化流體網(wǎng)格，進(jìn)行流體力學(xué)數(shù)值模擬，得到機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴臍鈩虞d荷數(shù)據(jù)；對負(fù)載有所述氣動載荷數(shù)據(jù)的幾何非線性結(jié)構(gòu)有限元模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元數(shù)值分析，得到當(dāng)前機(jī)翼翼稍位移和上一機(jī)翼翼稍位移的差值；若當(dāng)前機(jī)翼翼稍位移與上一機(jī)翼翼稍位移的差值小于預(yù)設(shè)差值，則基于獲得的機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿Σ盍浚玫叫拚蟮臋C(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿ΑＩ鲜龇椒ǜ鶕?jù)機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿S結(jié)構(gòu)化流體網(wǎng)格和幾何非線性有限元模型，多次迭代求解獲得的機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿Σ盍浚M(jìn)而得到修正后的機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿Α?/p>

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明實(shí)施例涉及航空風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，尤其涉及一種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正方法、裝置、設(shè)備及介質(zhì)。

背景技術(shù)

為了在高亞音速條件下飛行，現(xiàn)代民用客機(jī)均采用后掠機(jī)翼。后掠機(jī)翼的特點(diǎn)是，在氣動力的作用下會產(chǎn)生彎扭組合變形。這種變形會引起機(jī)翼氣動力變化，這一變化反過來又進(jìn)一步改變了機(jī)翼變形量，直至機(jī)翼結(jié)構(gòu)達(dá)到一種靜平衡狀態(tài)。這種結(jié)構(gòu)與氣動力耦合作用的現(xiàn)象被稱為靜氣動彈性效應(yīng)。在民用客機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)中，試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷暮舐訖C(jī)翼在氣動力作用下也會產(chǎn)生靜氣彈變形。這種變形所引起的模型機(jī)翼氣動力變化量被認(rèn)為是試驗(yàn)偏差，須進(jìn)行修正。

現(xiàn)有技術(shù)可以包括：基于風(fēng)洞測力試驗(yàn)?zāi)Ｐ停⒂?jì)算流體力學(xué)(ComputationalFluid Dynamics，CFD)模型、偶極子模型以及結(jié)構(gòu)有限元模型；根據(jù)所述CFD模型，獲得風(fēng)洞試驗(yàn)條件下的全機(jī)壓力分布；根據(jù)所述偶極子模型和所述結(jié)構(gòu)有限元模型，建立氣動/結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算模型；將所述全機(jī)壓力分布加載到所述氣動/結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算模型上，獲得全機(jī)彈性變形和氣動力修正量；根據(jù)所述氣動力修正量對風(fēng)洞測力試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

現(xiàn)有技術(shù)中，在對試驗(yàn)偏差進(jìn)行修正過程中，流體力學(xué)分析和有限元分析只進(jìn)行了一次氣動載荷數(shù)據(jù)傳遞，缺少多個迭代耦合，得到的模型變形結(jié)果存在較大的偏差。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提供一種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正方法、裝置、設(shè)備及介質(zhì)，以實(shí)現(xiàn)對風(fēng)洞試驗(yàn)中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

第一方面，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正方法，該方法包括：

基于機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿S結(jié)構(gòu)化流體網(wǎng)格，進(jìn)行流體力學(xué)數(shù)值模擬，得到機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴臍鈩虞d荷數(shù)據(jù)；

對負(fù)載有所述氣動載荷數(shù)據(jù)的幾何非線性結(jié)構(gòu)有限元模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元數(shù)值分析，得到當(dāng)前機(jī)翼翼稍位移和上一機(jī)翼翼稍位移的差值；

若當(dāng)前機(jī)翼翼稍位移與上一機(jī)翼翼稍位移的差值小于預(yù)設(shè)差值，則基于獲得的機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿Σ盍浚玫叫拚蟮臋C(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿Α?/p>

第二方面，本發(fā)明實(shí)施例還提供了一種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正裝置，該裝置包括：第一執(zhí)行模塊、數(shù)值分析模塊和第二執(zhí)行模塊，其中，

第一執(zhí)行模塊，用于基于機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿S結(jié)構(gòu)化流體網(wǎng)格，進(jìn)行流體力學(xué)數(shù)值模擬，得到機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴臍鈩虞d荷數(shù)據(jù)；

數(shù)值分析模塊，用于對負(fù)載有所述氣動載荷數(shù)據(jù)的幾何非線性結(jié)構(gòu)有限元模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元數(shù)值分析，得到當(dāng)前機(jī)翼翼稍位移和上一機(jī)翼翼稍位移的差值；

第二執(zhí)行模塊，用于若當(dāng)前機(jī)翼翼稍位移與上一機(jī)翼翼稍位移的差值小于預(yù)設(shè)差值，則基于獲得的機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿Σ盍浚玫叫拚蟮臋C(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜌鈩恿Α?/p>

第三方面，本發(fā)明實(shí)施例還提供了一種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正設(shè)備，該設(shè)備包括：

一個或多個處理器；

存儲裝置，用于存儲一個或多個程序；

當(dāng)所述一個或多個程序被所述一個或多個處理器執(zhí)行，使得所述一個或多個處理器實(shí)現(xiàn)如第一方面所述的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)靜氣彈修正方法。