[发明专利]一种风洞缩比模型热变形的物理模拟方法

说明书

本发明提供了一种风洞缩比模型热变形的物理模拟方法，属于飞行器风洞模型设计制造技术领域。本方法包括用于风洞试验的缩比模型和压电纤维复合材料致动器，风洞试验缩比模型采用纤维增强树脂基复合材料制成，若干片压电纤维复合材料致动器按照一定布局分布于缩比结构内表面，压电纤维复合材料致动器通过外接独立电源驱动而产生形变从而模拟结构热变形。本发明可以模拟的温度范围广，并且可广泛用于不同比例的风洞试验缩比模型。

技术领域

本发明属于飞行器物理相似模型技术领域，涉及一种模拟飞行器模型在真实飞行环境下的热变形的方法，该方法可以实现在常规风洞试验的条件下，对真实飞行情况中飞行器由于热环境产生的热变形进行模拟，是一种新型、低成本、真实性高的模拟方式。

背景技术

随着航空航天领域技术飞速发展，高超声速飞行器对于未来空天力量对抗至关重要，随着飞行器飞行速度的提高，飞行器所处环境的温度会急剧上升，温度对飞行器结构变形的影响越来越严重，主要体现在：第一、材料模量、阻尼等力学特性随温度提升而发生改变；第二、气动加热使结构产生额外的热变形，从而改变机翼的气动外形，影响飞行器的结构功能。这些新的特点带来了一系列的气动弹性新问题，因此考虑实际飞行环境尤其是高温环境下热气动弹性理论基础和试验系统具有重要的现实意义和战略意义。

针对飞行器由气动加热引发的气动弹性问题，目前开展了相关理论分析、数值仿真、风洞试验和飞行试验等研究，其中风洞试验是所有飞行器研制过程中的必要环节，是获得和验证新气动现象的主要方法。因此研究温度对飞行器气动性能的影响，最直接的方法是制造结构相似的缩比模型，进行风洞试验。而基于现有风洞条件实现实际高超声速飞行热环境下的高速吹风试验有相当大的困难，其具体表现在：为了研究飞行器在高超声速飞行状态下的气动热效应，需要使用外部加热的方法来构建高超声速飞行状态的温度场，其试验装置极其复杂，试验段时间较短，此类高超声速风洞试验的单次成本很高，多次试验往往造成试验耗费大量能源与资金。因此，现阶段的基础设施、技术水平以及高超声速飞行器的速度指标而言，在相当长一个时期内都难以在风洞中进行有效的热气动弹性试验。

发明内容

本发明为了解决在目前风洞试验条件下，难以构建高超声速飞行条件下的环境温度场，从而无法获取气动热效应对飞行器气动性能影响的问题，发明了一种基于智能材料的风洞缩比模型热效应物理模拟方法。其目的在于针对现有飞行器的热气动弹性风洞试验成本极高，且试验设施的建设进度赶不上实际试验需求的问题，采用压电纤维复合材料致动器粘接于飞行器缩比模型蒙皮的内表面，并利用逆压电效应产生驱动力从而带动缩比模型发生变形，来取代高超声速飞行器在实际飞行条件下由于气动热产生的热变形，并能够通过调控驱动电压和压电纤维复合材料致动器布局模拟不同温度场产生的热变形，从而能够在常规风洞中进行热气动弹性试验，突破现有风洞技术条件的限制，并能显著减低风洞试验成本。

本发明采用的技术方案:

一种风洞缩比模型热变形的物理模拟方法，步骤如下：

采用压电纤维复合材料作为致动器粘接于风洞试验缩比模型1内表面，利用其逆压电效应，在压电纤维复合材料致动器2上施加合适的电压，使风洞试验缩比模型1产生相应的变形，由此模拟实际飞行条件下由气动热导致的试验模型所产生的热变形；

(1)计算风洞试验缩比模型1在指定飞行环境条件下的热载荷以及对应的热变形；

(2)仿真过程中，将风洞试验缩比模型1划分网格区域，在风洞试验缩比模型1内表面各个网格上增加尺寸固定的压电纤维复合材料致动器2，计算在压电纤维复合材料致动器2驱动下的风洞试验缩比模型1变形状态，提取风洞试验缩比模型1上若干目标设计点，以目标设计点在步骤1中飞行环境条件下的热变形与压电纤维复合材料致动器2驱动变形的绝对误差平方和为优化目标，以压电纤维复合材料致动器2的驱动电压和纤维角度为优化设计变量，从而确保压电纤维复合材料致动器2驱动下的变形与实际环境下的热变形具有一致性；其等效计算方法为：