[发明专利]一种风洞实验模型支撑结构的刚度分布调节及其优化方法

摘要

本发明公开了一种风洞实验模型支撑结构的刚度分布调节及其优化方法，包括如下步骤：1)建立所述支撑结构的平动刚度、转动刚度的表征参数及调节方法，确定所述平动刚度及转动刚度与杆轴线方向刚度的分配特征；2)根据步骤1)所述的调节方法，针对测力模型以及六分量天平一体化系统，对其不同的测力分量设计分配不同的刚度，使其与测力分量的气动力量值相匹配，进而提高测力精度。本发明提出的风洞实验模型支撑结构的刚度分布调节方法，为解决脉冲型风洞短实验时间气动力测量难题提供保证，同时提高了量级相差较大的气动分量测量精度。该方法主要针对风洞实验模型空间杆系支撑方法中的刚度设计问题，具有很重要的意义。

主权项

1.一种风洞实验模型支撑结构的刚度分布调节及其优化方法，其特征在于，包括如下步骤：1)建立所述支撑结构的平动刚度、转动刚度的表征参数及调节方法，确定所述平动刚度及转动刚度与杆轴线方向刚度的分配特征；2)根据步骤1)所述的调节方法，针对测力模型以及六分量天平一体化系统，对其不同的测力分量设计分配不同的刚度，使其与测力分量的气动力量值相匹配，进而提高测力精度；所述支撑结构的平动刚度、转动刚度的表征参数及调节方法通过如下过程得到：1)所述支撑结构的平动刚度调节方法对应于气动力的测量；若干根杆件形成的支撑结构支撑飞行器模型，每根杆件通过球铰与飞行器模型连接；由于所述杆件对飞行器模型仅施加杆件轴向方向力；因此若干根杆件所施加给飞行器模型的力为：其中，E_i,Δl_i,l_i,S_i，α_i分别为第i根杆件的弹性模量、伸长量、长度、截面积、以及第i根杆件轴线与竖直方向的夹角，N为杆件总的数量；当飞行器模型有向下的微小位移Δx时，由于Δx为微小量，Δx/l_i为小量，角度变化量Δα为小量，则第i根杆件的伸长量Δl_i与Δx的关系为：Δl_i＝Δx·cosα_i    (2)以在竖直方向上的刚度为例，测力系统在竖直方向上的刚度：将式(1)代入式(3)可得：若令：则第i根杆件在某方向上的刚度为：k＝k_icos²α_i    (6)因此，杆件在某特定方向上的刚度分布仅与k_i和α_i两部分的因素有关；而k_i只与杆件本身的参数有关，其代表杆件在轴线方向上的刚度，即杆件本身能够提供的最大刚度约束，由杆弹性模型模量E、杆长度l、杆横截面积S决定；式(6)给出了杆件平动刚度调节分配方法，即对于各方面参数固定的杆件，其在空间某个方向上的刚度正比于夹角余弦值的平方；支撑结构的杆系方案设计中，支撑结构的刚度可调节，对于特定的二力杆件，最大刚度是沿轴向方向，能够通过设定杆件在空间坐标中的方向来“分配”刚度；在三维情况中，三个坐标轴方向刚度之和等于杆件在轴线方向的刚度；由式(4)可知，在支撑结构的杆系方案设计中，能够通过以下参数来调节支撑结构的平动刚度分布：杆件数量N、杆横截面积S、杆弹性模量E、杆长度l、杆角度α_i；可调节参数一共有五个，刚度调节极其灵活；2)所述支撑结构的转动刚度调节方法对应于气动力矩的测量；需要考察飞行器模型绕某点作微小角度转动时所受到的回复力矩，来获得调节转动刚度方法；以坐标系原点O为飞行器模型的重心，将飞行器模型简化为刚体，用带有质量的刚性横梁代替，其受若干根杆件约束；以俯仰方向为例，考察飞行器模型作微小角度转动，飞行器模型所受的回复力矩；设每根杆件与竖直方向的夹角为β_i，原点O到杆件与飞行器模型连接位置的距离为L_i，当飞行器模型绕重心O作微小角度转动时，杆件一端位移Δx_i如式(7)所示：每根杆件的伸长量：Δl_i＝Δx_icosβ_i    (8)每根杆件的内力：每根杆件内力相对于原点的回复力矩：M_i＝F_iL_icosβ_i    (10)将式(7)、式(8)和式(9)代入式(10)，得回复力矩：则有，在转动方向的刚度：结合式(5)，有：另外，测力系统总的转动刚度为各个杆件的刚度叠加：由式(12)可知，对于转动刚度的约束，单根杆件转动刚度调节方法或者调节参数可分为两部分，一部分由杆件本身特性决定，另外一部分取决于力臂；而力臂的影响体现于两方面，一方面为原点到力作用点的位置，即力作用点位置的影响，另一方面为杆的空间方位角；由式(14)可知，对于支撑结构转动刚度的调节，包含有六个参数，其中五个参数与支撑结构的平动刚度调节中的参数一致，多出的参数为力作用点位置；因此，能够通过调节六个参数达到调节系统转动刚度的目的。