[發明專利]連續變動壓條件下的顫振臨界動壓預測方法、系統及介質

有效

• 申請號: 202110177551.5
• 申請日: 2021-02-07
• 公開（公告）號: CN112861348B
• 公開（公告）日: 2023-01-24
• 發明（設計）人: 竇怡彬;李煜;陸云超;李宗陽;劉陸廣
• 申請（專利權）人: 上海機電工程研究所;上海神箭機電工程有限責任公司
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F17/18;B64F5/60;G06F111/10
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司 31236
• 代理人: 胡晶

本發明提供了一種連續變動壓條件下的顫振臨界動壓預測方法、系統及介質，包括：步驟1：基于FS?TAR模型建立連續變動壓情況下，隨機激勵下的結構非穩態隨機振動響應數學模型；步驟2：初始化FS?TAR模型，確定自回歸階數n_a、給定自回歸系數和新息方差基函數維數p_a和p_s的初值以及選定基函數類型；步驟3：結合后向回歸方法和多步辨識方法選擇FS?TAR模型結構、辨識模型參數；步驟4：利用辨識得到的時變自回歸系數構造時變顫振預測系數F_z，預測顫振臨界動壓。本發明解決了常規算法無法通過結構非穩態隨機振動響應數據預測臨界顫振動壓的問題，為連續變動壓條件顫振試驗提供理論支撐。

技術領域

本發明涉及動力學響應分析技術領域，具體地，涉及一種連續變動壓條件下的顫振臨界動壓預測方法、系統及介質。

背景技術

顫振是一種極具破壞性的氣動彈性不穩定現象，可能導致飛行器在短時間內解體破壞。臨界顫振動壓就是飛行器發生結構失穩的臨界值，結構設計需要保證飛行器在全空域飛行環境下來流動壓都小于顫振臨界動壓，并有一定余量，確保飛行器結構完整。目前主要通過計算和試驗兩種方法得到具體結構的臨界顫振動壓。計算方法成本較低，但簡化后的數學模型和真實結構特性之間存在一定差異，往往無法準確描述復雜結構的動力學特性，比如折疊結構的間隙非線性、大柔性結構的幾何非線性等，導致計算結果偏保守余量較大；試驗方法分為兩種：1)顫振風洞試驗；2)顫振飛行試驗。兩種試驗方法成本高、周期長且都有一定的風險，比如顫振風洞試驗中結構發生顫振破壞時容易打壞風洞設備造成更大的損失。

目前的顫振試驗方法其主要原理都是在多個亞臨界固定動壓下對結構進行吹風或飛行試驗，測試結構的響應，從響應中辨識出結構阻尼。利用多次亞臨界狀態的試驗結果外推得到臨界顫振動壓，為了得到更準確的外推結果需要較多的試驗次數，同時越接近臨界顫振動壓得到的試驗數據外插結果更準確但同時風險也更高。

專利文獻CN104443427B(申請號：CN201410546791.8)公開了一種飛行器顫振預測系統及方法，用于解決現有顫振預測系統預測精度差的技術問題。技術方案是系統包括激勵信號發生器、激勵執行機構、信號采集模塊和數據處理與顫振預測模塊。所述激勵信號發生器生成的激勵信號輸入舵機，舵機通過助力器帶動舵面按預定的指令偏轉產生氣動力形成激勵，根據輸入信號的不同，舵面以不同速率偏轉產生不同的外激力，使測試部件得到充分激勵。信號采集模塊用來采集加速度響應和外激力響應信號。數據處理與顫振預測模塊在每一個馬赫數下只需一個亞臨界速度測試點就能預測試驗馬赫數下的顫振臨界點。

發明內容

針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種連續變動壓條件下的顫振臨界動壓預測方法、系統及介質。

根據本發明提供的連續變動壓條件下的顫振臨界動壓預測方法，包括：

步驟1：基于FS-TAR模型建立連續變動壓情況下，隨機激勵下的結構非穩態隨機振動響應數學模型；

步驟2：初始化FS-TAR模型，確定自回歸階數n_a、給定自回歸系數和新息方差基函數維數p_a和p_s的初值以及選定基函數類型；

步驟3：結合后向回歸方法和多步辨識方法選擇FS-TAR模型結構、辨識模型參數；

步驟4：利用辨識得到的時變自回歸系數構造時變顫振預測系數F_z，預測顫振臨界動壓。

優選的，所述結構非穩態隨機振動響應數學模型表達式為：

式中，m∈[1,N]為離散時間序列，N為離散響應數據個數；y[m]是結構響應序列；n_a是自回歸項階數；a_i[m]是時變的自回歸系數；右端e[m]為新息，是均值為0，方差為的時變白噪聲序列；