[发明专利]一种机翼表面压力测量方法、系统及装置

说明书

本发明公开一种机翼表面压力测量方法、系统及装置，包括：第一步，通过分块策略将机翼分成若干机翼分块，使得每一机翼分块内中各点之间的表面压力不存在梯度；第二步，基于有限元模型与分块策略获取机翼上的应变测量点位置；第三步，在机翼上应变测量点的位置处安装应变测量组件，进行应变测量；第四步，根据测量得到的应变数据得到机翼上各机翼分块的压力，即得到机翼上的压力分布值。通过分块策略将机翼分成若干机翼分块，并利用有限元模型及其计算结果得到得到机翼上的应变测量点位置，结合测量机翼上应变测量点的实际应变，来反推计算工作过程中机翼实际压力值，得到的机翼表面压力精度高，实施方法方便、经济性高、效率高。

技术领域

本发明涉及压力测量技术领域，具体是一种机翼表面压力测量方法、系统及装置。

背景技术

在各类机翼设计和制造过程中，经常需要对机翼的表面压力进行计算和测量，以便对机翼表面压力的分布进行分析和研究。现有技术通常是直接将压力传感器安装在机翼的表面上或在机翼设置测压孔用管路将压力信号传输给压力传感器。压力传感器将压力信号转换为微弱电信号，微弱电信号经放大及信号处理后还原出压力值。

目前，获取机翼表面压力有两种方法：

第一种：基于计算流体动力CFD(Computational Fluid Dynamics)方法，用该方法计算全流场的压力，为了校准CFD模型，可以测量机翼表面若干点的压力，经过校核的计算流体模型后再重新计算，得到机翼表面全局的压力值；

第二种：采用风洞试验的方法，风洞实验的理论依据是运动相对性原理和流动相似性原理。根据相对性原理，飞机在静止空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米(波音747是60米)，使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，只要保持某些相似参数一致，试验的气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，并可以根据试验结果推算出真实飞行时，作用于飞机的空气动力。

目前获取机翼表面压力有两种方法都有其各自的缺点。

采用第一种方法，即采用基于计算流体动力CFD方法，该方法存在的主要缺点是一种离散近似算法，计算时需充分了解所求解问题，而且程序编制，正确使用要求较高。CFD方法对于低速、定常、稳定流体的机翼表面压力计算精度比较高，但是对于存在湍流，非定常流体的机翼表面压力计算精度就难以保证。

采用第二种方法，采用风洞试验的方法，该方法存在的主要缺点是风洞试验费用高，试验条件受风洞设计参数限制，一些非定常流体，如机翼存在旋转运动时，风洞试验就难以模拟，甚至无法精确测量。

发明内容

针对现有技术中机翼表面无法精确测量的问题，本发明提供一种机翼表面压力测量方法、系统及装置。

为实现上述目的，本发明提供一种机翼表面压力测量方法，包括：

第一步，通过分块策略将机翼分成若干机翼分块，使得每一机翼分块内中各点之间的表面压力不存在梯度；

第二步，基于有限元模型与分块策略获取机翼上的应变测量点位置；

第三步，在机翼上应变测量点的位置处安装应变测量组件，进行应变测量；

第四步，根据测量得到的应变数据得到机翼上各机翼分块的压力，即得到机翼上的压力分布值。

进一步优选的，第二步中，机翼上的应变测量点位置的获取过程包括如下步骤：

步骤1，有限元建模：对需要进行压力测量的机翼建立有限元分析模型，得到划分有限元单元的机翼模型；