[发明专利]一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法

说明书

本发明公开了一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，属于机翼动力学耦合风洞试验技术领域，本发明的方法为：1、试验准备：选取带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合风洞试验模型；2、试验测试：开启风洞，给定初始风速；调整舵面偏转角，观察模型振动现象，采集记录试验数据，分析判断下一步是改变舵面偏角或是增加风速；3、参数调整：如果针对某一模型状态的变偏转角、变风速测试都已完成，则改变模型参数；本发明通过风洞试验的方法来研究带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼的动力学耦合现象，相比于数值求解而言，风洞试验方法要更加有效便捷。

技术领域

本发明属于机翼动力学耦合风洞试验技术领域，具体涉及一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合模型风洞试验方法。

背景技术

常规布局的机翼与带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼存在较大的差异。由于机翼的展弦比较大，以及开裂式阻力舵的存在，在飞行过程中，可能会发生面内和面外运动的耦合，从而带来新的动力学耦合现象。

在开裂式阻力舵打开时，舵面上容易产生脱落涡，引发涡激共振；或影响机翼的颤振特性。与常规布局的差异导致了以往的理论分析方法不适用于带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼；而面内、面外运动耦合，以及阻力舵面偏转和脱落涡引起的新的耦合问题，导致了该类机翼在理论分析上较为复杂，因此传统的动力学试验方法在这类机翼的动力学耦合试验方面存在很大的缺陷，故本专利提出针对该类机翼的动力学耦合风洞试验方法。

发明内容

针对上述现有技术中存在的问题，本发明提供一种带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合模型风洞试验方法，用于研究飞行过程中阻力舵偏转不同角度时，舵面运动与机翼面内、面外运动耦合的动力学特性，通过风洞试验的方法来研究带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼的动力学耦合现象，相比于数值求解而言，风洞试验方法要更加有效便捷。

本发明是这样实现的

一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法，其特征在于，所述的方法步骤为：

步骤一、选取带有开裂式阻力舵的大展弦比机翼动力学耦合风洞试验模型：选定基础模型状态，确定面内刚度、面外刚度、阻力舵面操纵刚度状态并安装模型；安装调试模型后，测量模型参数对应的面内模态频率、面外模态频率以及舵面旋转模态频率；

步骤二、试验测试：开启风洞，给定初始风速；调整舵面偏转角，观察模型振动现象，采集记录试验数据，如果没有发生明显的耦合振动现象，那么下一步继续改变舵面偏角观察试验现象，如果遍历了开裂式阻力舵模型的偏角范围，则通过增加风速进一步观察试验现象；采集记录试验数据时，以+-100毫米的振幅为阈值，当超过该振幅时判断模型出现动力学耦合现象，此时启动防护装置并停止吹风；

步骤三、参数调整：如果针对当前模型状态的变偏转角、变风速测试都已完成，则关闭风洞，改变模型参数；所述的模型参数包括舵面操纵刚度，即旋转频率；机翼面内刚度、机翼面外刚度，记录模型的固有模态参数数据，重复试验测试过程，直到遍历了试验计划书上要求的所有参数变化范围，则试验结束；否则返回步骤二，调整风速，直至满足要求。

步骤四、关闭风洞，调整模型的舵面操作刚度，机翼面内刚度，机翼面外刚度，检查试验计划书中的任务要求，如果遍历了试验计划书要求中的所有参数变化范围，则试验结束；否则返回步骤二，调整风速，直至满足要求。

步骤五、分析数据：对动力学耦合现象的分析和判断，对获取的数据进行频谱分析，根据频率和阻尼的变化特点，判断试验现象属于哪种具体的动力学耦合问题。

进一步，所述的步骤一中：

机翼的刚度分布由金属梁架模拟；气动外形用维形框和薄蒙皮模拟；质量分布是在梁架质量和维形框以及薄蒙皮质量分布的基础上，加上配重质量来模拟实际的质量分布；