[發(fā)明專利]一種大展弦比飛機體自由度顫振的預測方法有效
| 申請?zhí)枺?/td> | 202310875463.1 | 申請日： | 2023-07-18 |
| 公開（公告）號： | CN116611175B | 公開（公告）日： | 2023-09-12 |
| 發(fā)明（設計）人： | 李道春;王天杰;闞梓;姚卓爾;邵浩原;趙仕偉;羅漳平 | 申請（專利權(quán)）人： | 北京航空航天大學 |
| 主分類號： | G06F30/15 | 分類號： | G06F30/15;G06F30/28;G06F111/10;G06F113/08;G06F113/28;G06F119/14 |
| 代理公司： | 北京天匯航智知識產(chǎn)權(quán)代理事務所(普通合伙) 11987 | 代理人： | 高永 |
| 地址： | 100191*** | 國省代碼： | 北京;11 |
| 權(quán)利要求書： | 查看更多 | 說明書： | 查看更多 |
| 摘要： | |||
| 搜索關(guān)鍵詞： | 一種 展弦比 飛機 自由度 預測 方法 | ||
本發(fā)明涉及一種大展弦比飛機體自由度顫振的預測方法，屬于飛行器氣動彈性技術(shù)領域，解決了現(xiàn)有技術(shù)中不能獲得大展弦比飛機體自由度顫振產(chǎn)生的具體條件、進而不能對大展弦比飛機體自由度顫振進行定量預測的問題。本發(fā)明通過構(gòu)建大展弦比飛機剛?cè)狁詈夏Ｐ筒⑦M行求解，預測大展弦比飛機體自由度顫振；明確了在給定大展弦比飛機的迎角的情況下，準確地預測獲得大展弦比飛機體自由度顫振臨界速度；方法簡潔清晰，便于航空工程應用；可塑性強；能夠在航空工程應用中準確地、便捷地預測獲得大展弦比飛機體自由度顫振臨界速度，有效避免了大展弦比飛機飛行過程中體自由度顫振的發(fā)生，保障飛行員和大展弦比飛機的安全。
技術(shù)領域
本發(fā)明涉及飛行器氣動彈性技術(shù)領域，具體涉及一種大展弦比飛機體自由度顫振的預測方法。
背景技術(shù)
氣動彈性力學的動不穩(wěn)定性問題主要表現(xiàn)為顫振問題，現(xiàn)有大量關(guān)于飛行器顫振的研究，比如中國專利：CN104182560B_飛行器顫振預測分析方法和裝置、CN104615863B_一種帶控制面的三自由度機翼的顫振邊界預測方法、CN112861348B_連續(xù)變動壓條件下的顫振臨界動壓預測方法、系統(tǒng)及介質(zhì)和CN114444332B_一種風洞試驗顫振穩(wěn)定性參數(shù)預測方法及裝置。近年來，大展弦比飛機在工程應用領域有了越來越多的表現(xiàn)。大展弦比飛機大柔性的特點讓其在實際應用中出現(xiàn)了許多常規(guī)飛行器未曾出現(xiàn)的問題，體自由度顫振就是其中之一。所以大展弦比飛機需要有能預測體自由度顫振的方法以進行應對。
現(xiàn)有針對大展弦比飛機體自由度顫振的分析，張?zhí)m欽等于2020年在《大展弦比飛機體自由度顫振的非線性時域分析方法研究》中存在大展弦比飛機體自由度顫振的非線性時域分析方法，該方法通過剛彈耦合的穩(wěn)定性分析，給出了大展弦比飛機各結(jié)構(gòu)參數(shù)對體自由度顫振的影響，但是對體自由度顫振在什么條件下會發(fā)生并無具體說明。由于體自由度顫振對大展弦比飛機的飛行安全造成嚴重影響，甚至會破壞飛機本身結(jié)構(gòu)，因此對大展弦比飛機體自由度顫振給出定量預測是一個亟待解決的問題。
綜上，現(xiàn)有技術(shù)中存在不能獲得大展弦比飛機體自由度顫振產(chǎn)生的具體條件、進而不能對大展弦比飛機體自由度顫振進行定量預測的問題。
發(fā)明內(nèi)容
鑒于上述問題，本發(fā)明提供了一種大展弦比飛機體自由度顫振的預測方法，通過構(gòu)建大展弦比飛機剛?cè)狁詈夏Ｐ?，?lián)立大展弦比飛機的剛性短周期模態(tài)振蕩頻率與大展弦比飛機的柔性一階彎曲振動頻率并進行求解，能夠預測大展弦比飛機體自由度顫振；本發(fā)明方法解決了現(xiàn)有技術(shù)中不能獲得大展弦比飛機體自由度顫振產(chǎn)生的具體條件、進而不能對大展弦比飛機體自由度顫振進行定量預測的問題。
本發(fā)明提供了一種大展弦比飛機體自由度顫振的預測方法，包括如下步驟：
步驟S1.針對大展弦比飛機建立大展弦比飛機剛性縱向小擾動方程；其中，該大展弦比飛機剛性縱向小擾動方程包括大展弦比飛機縱向小擾動系統(tǒng)矩陣；
步驟S2.對大展弦比飛機縱向小擾動系統(tǒng)矩陣進行簡化處理，得到大展弦比飛機縱向小擾動簡化系統(tǒng)矩陣；
求解大展弦比飛機縱向小擾動簡化系統(tǒng)矩陣的特征根，計算得到大展弦比飛機的剛性短周期模態(tài)振蕩頻率；
步驟S3.針對大展弦比飛機建立大展弦比飛機機翼結(jié)構(gòu)柔性彎曲振動方程；
步驟S4.求解大展弦比飛機機翼結(jié)構(gòu)柔性彎曲振動方程，計算得到大展弦比飛機的柔性一階彎曲振動頻率；
步驟S5.聯(lián)立大展弦比飛機的剛性短周期模態(tài)振蕩頻率與大展弦比飛機的柔性一階彎曲振動頻率，得到大展弦比飛機剛?cè)狁詈夏Ｐ停?/p>
獲取大展弦比飛機的物理參數(shù)和與大展弦比飛機飛行速度相關(guān)的性能參數(shù)，代入大展弦比飛機剛?cè)狁詈夏Ｐ?，得到大展弦比飛機體自由度顫振的產(chǎn)生條件；
根據(jù)大展弦比飛機體自由度顫振的產(chǎn)生條件，對大展弦比飛機體自由度顫振進行預測，獲得大展弦比飛機體自由度顫振臨界速度。
該專利技術(shù)資料僅供研究查看技術(shù)是否侵權(quán)等信息，商用須獲得專利權(quán)人授權(quán)。該專利全部權(quán)利屬于北京航空航天大學，未經(jīng)北京航空航天大學許可，擅自商用是侵權(quán)行為。如果您想購買此專利、獲得商業(yè)授權(quán)和技術(shù)合作，請聯(lián)系【客服】
本文鏈接：http://www.szxzyx.cn/pat/books/202310875463.1/2.html，轉(zhuǎn)載請聲明來源鉆瓜專利網(wǎng)。
