[发明专利]一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法

说明书

本发明涉及一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法：S1、在待标定结构弹性模型弯矩所对应截面处粘贴应变传感器，所述截面记为待测载荷截面；S2、将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上；S3、确定地面标定时的激励力频率范围和激励力幅值；S4、使用激振器以固定频率固定幅值的正弦力激励待标定模型，计算待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩，记录此时应变传感器所测量应变信号；S5、通过对待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩和应变传感器所测应变信号进行傅里叶变换，计算得到固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。

技术领域

本发明涉及气动弹性试验技术领域，具体涉及一种用于弹性模型气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定、测量方法。

背景技术

现代飞行器设计对气动弹性特性要求越来越严苛。弹性模型风洞气动弹性试验技术是测量不同飞行速度下弹性载荷的重要手段。随着国内大展弦比、长航时飞行器的研制，机翼刚度越来越小，弹性机翼在气动力作用下所受结构弯矩的动态效应愈发明显。工程上主要采用应变片测量截面应变，通过地面标定的方法实现风洞试验中机翼截面所受弯矩的测量。现有技术中，地面标定主要通过静态标定得到机翼待测截面静态弯矩与静态的应变关系。

但随着高空长航时飞行器的出现以及大展弦比机翼的与复合材料的广泛使用，现代飞行器机翼在实际飞行中受气动弹性效应作用，结构响应动态特性愈发明显，所受弯矩多为动态弯矩。传统静态标定方法忽略了动态特性的影响，采用静态标定结果测量弹性机翼在风洞中所受动态弯矩必然会产生较大误差。尤其是对于结构减重要求严苛的现代飞行器，结构所受弯矩的测量误差必然会导致结构设计效率降低，对飞行器性能与安全性造成不利影响。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有静态标定的不足，提供了一种弹性模型结构弯矩动态标定方法，能够考虑结构弹性所导致机翼所受弯矩的动态特性，大大降低传统静态标定方法忽略结构弯矩动态特性所带来的误差，为弹性结构动态弯矩的精确测量提供了方法，也为飞行器载荷设计提供支撑。

本发明解决技术的方案是：一种用于气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，该方法包括如下步骤：

S1、在待标定结构弹性模型弯矩所对应截面处粘贴应变传感器，所述截面记为待测载荷截面；

S2、将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上，保证待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致；

S3、确定地面标定时的激励力频率范围和激励力幅值；

S4、使用激振器以固定频率固定幅值的正弦力激励待标定模型，计算待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩，记录此时应变传感器所测量应变信号；

S5、通过对待标定结构弹性模型的待测载荷截面所受到的正弦弯矩和应变传感器所测应变信号进行傅里叶变换，计算得到固定频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值；

S6、根据步骤S3中确定的频率范围，按照预设的变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤S4～步骤S6，遍历步骤S3所确定的频率范围内不同频率下待标定结构弹性模型应变关于所受动弯矩的频率响应函数值。

优选地，所述待标定结构弹性模型的固支边界与气动弹性风洞试验边界条件一致的评价标准为：

将待标定结构弹性模型固连在地面支撑机构上之后，通过敲击频率校核采用地面支撑机构固支与采用气动弹性风洞试验支撑结构固支两种方式下，待标定结构弹性模型的1阶弹性模态频率之差在3％以内。

优选地，所述激振器激励位置靠近弹性模型弹性轴，以使待标定结构弹性模型弯矩所对应截面主应力由弯矩产生，并保证弯矩尽可能大。

优选地，所述步骤S1中应变传感器为应变片或者应变花。