[发明专利]风洞模型连接机构位置确定方法

说明书

本发明涉及飞行器气动弹性技术领域，公开了一种风洞模型连接机构位置确定方法。该方法包括：建立飞行器对象的结构有限元模型和风洞模型连接机构结构有限元模型；将风洞模型连接机构结构有限元模型与飞行器对象的结构有限元模型在预定的连接机构运动范围内连接；针对连接后的模型分别进行常规颤振计算和考虑刚弹耦合效应的体自由度颤振计算；确定颤振抑制风洞试验的有效速度范围和阵风减缓风洞试验的有效速度范围；确定颤振抑制风洞试验和阵风减缓风洞试验的共用速度范围；基于共用速度范围从预定的连接机构运动范围内确定风洞模型连接机构目的位置范围。由此，可以实现能够兼具颤振抑制和阵风减缓功能的风洞模型连接机构位置的确定。

技术领域

本发明涉及飞行器气动弹性技术领域，尤其涉及一种风洞模型连接机构位置确定方法。

背景技术

随着飞行器设计朝着高速度、大柔性、高机动性能发展，对各专业设计余量的挖掘需求不断增强。气动弹性主动控制技术，是被誉为“颠覆传统飞行器设计理念”、“充分挖掘飞行器各项潜能”的先进飞行器设计技术。该技术通过主动合理的利用翼面的变形，改变机翼表面的气流分布和结构特性，并以此增强飞行器的控制能力，实现在各种飞行状态下气动性能最优，达到减小气动阻力及飞行器结构重量，提高颤振临界速度、减缓阵风响应等目的。

开展气动弹性主动控制技术研究，必须借助风洞试验手段。颤振主动抑制技术和阵风主动减缓控制技术是飞行器设计需求最强的两种关键技术，且该两种技术对风洞试验模型的需求不尽相同。开展颤振抑制试验，要求风洞模型颤振速度不宜过高，应在较低的速度发生颤振，然后再通过主动控制手段实现颤振临界速度的提升；开展阵风减缓试验，要求风洞模型颤振速度不宜过低，应保证在阵风响应的开闭环试验过程中，均没有发生颤振的风险。因此传统模型设计，只能针对两类试验设计不同的风洞模型，分别开展试验，造成了试验成本的提高和试验资源的浪费。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种风洞模型连接机构位置确定方法，能够解决上述现有技术中的问题。

本发明的技术解决方案：一种风洞模型连接机构位置确定方法，其中，该方法包括：

S100，建立飞行器对象的结构有限元模型和风洞模型连接机构结构有限元模型；

S102，将风洞模型连接机构结构有限元模型与飞行器对象的结构有限元模型在预定的连接机构运动范围内连接；

S104，针对连接后的模型分别进行常规颤振计算和考虑刚弹耦合效应的体自由度颤振计算，得到常规颤振特性随连接机构位置的变化关系曲线和飞行器体自由度颤振特性随接机构位置的变化关系曲线；

S106，根据颤振计算结果确定颤振抑制风洞试验的有效速度范围和阵风减缓风洞试验的有效速度范围；

S108，基于所述颤振抑制风洞试验的有效速度范围和所述阵风减缓风洞试验的有效速度范围确定颤振抑制风洞试验和阵风减缓风洞试验的共用速度范围；

S110，基于共用速度范围从预定的连接机构运动范围内确定风洞模型连接机构目的位置范围。

优选地，根据颤振计算结果确定颤振抑制风洞试验的有效速度范围和阵风减缓风洞试验的有效速度范围包括：

将颤振计算结果中小于常规颤振速度且比体自由度颤振速度大第一预定量的速度区间确定为颤振抑制风洞试验的有效速度范围；

将颤振计算结果中常规颤振速度大于体自由度颤振速度时比体自由度颤振速度小第二预定量的速度区间和常规颤振速度大于体自由度颤振速度时比常规颤振速度小第二预定量的速度区间确定为阵风减缓风洞试验的有效速度范围。

优选地，基于所述颤振抑制风洞试验的有效速度范围和所述阵风减缓风洞试验的有效速度范围确定颤振抑制风洞试验和阵风减缓风洞试验的共用速度范围包括：