In order to overcome the problem that the prior art can not effectively express the complex flutter model under the influence of aerodynamic force and intensity variation, the present invention provides a method for modeling the aircraft flutter analysis mesh model by Legendre method, which selects multiple mesh points in the aircraft airframe shafting, and at different flight speeds, atmospheric densities, and airflow environments. The complex flutter mesh model is represented by the decomposition method of airframe shafting under the influence of aerodynamic force and intensity variation at different temperatures. According to the requirement of establishing the model, the requirements of installing sensors, data and image recording are put forward. The data are obtained by effective flutter flight test, and the excitation function is obtained by the measured value of air flow sensor. The Legendre function approximates and describes the vibration variables equivalently. According to the identification method, the three axial vibration equations at the grid points of the airframe shafting coordinates are solved simultaneously, which solves the technical problem that the existing technology can not effectively express the complex flutter model under the influence of aerodynamic force and intensity change.
【技术实现步骤摘要】
飞行器颤振分析网格模型勒让德建模方法
本专利技术涉及民用飞机、战斗机、无人机等飞行器飞行安全地面综合试验方法,特别涉及飞行器颤振分析网格模型勒让德建模方法,属于航空航天与信息
技术介绍
颤振是弹性结构在均匀气流中受到空气动力、弹性力和惯性力的耦合作用而发生的一种大幅度振动现象。对于飞机而言,在飞行中受到不确定扰动后会发生振动。此时,由于气流的作用,飞机的弹性结构如机翼、尾翼或操纵面将会产生附加气动力;作为一种激振力,附加气动力将加剧结构的振动。同时空气对飞机结构的阻尼力又试图减弱振动;在低速飞行时,由于阻尼力占优,扰动后的振动逐渐消失;当达到某一飞行速度即颤振临界速度颤振边界后,激振力占优,平衡位置失稳,将产生大幅度振动,导致飞机在数秒内解体,酿成灾难性后果;可以说,从航空工业起步的那一天起,颤振就一直是航空界研究的热门问题。为避免颤振事故发生,新机研制必须经历颤振试验环节,以确定不发生飞行颤振的稳定飞行包线;开展颤振问题研究主要有两类途径,一是数值计算:这需要对分析对象进行数学建模,此过程需要在结构、气动等方面引入一定的假设,难以考虑真实存在的各种非线性因素和建模误差的影响,分析结果具有一定的参考价值,但可能与实际情况有较大的偏差;二是试验手段:与颤振有关的试验主要有风洞试验和飞行试验。风洞试验可以考虑气动力影响,但此方法要求将试验对象进行缩比设计,缩比模型与真实结构存在一定的差别,且由于风洞洞壁与支架的干扰气动力难免失真;此外对于高速、热环境等情况,风洞试验模拟费用昂贵且实施困难。飞行试验可以完全模拟试验对象的真实工作环境,但试验的条件受限、 ...
【技术保护点】
1.一种飞行器颤振分析网格模型勒让德建模方法,其特征包括以下步骤:步骤1:以飞行器机体轴系OXYZ分析复杂颤振模型,在机体轴系选取n个网格点:xi,yi,zi,i=1,2,…,n,振动时网格点动态三轴位置分量x(y,z,t),y(x,z,t),z(x,y,t)为时间t和其它两轴位置的函数,为了便于表达,以xix(y,z,t)为例,下标i=1,2,…,n为网格点标号,下标第二个字母x,y,z分别表示振动在机体轴系OXYZ的三个轴分量,为了简化问题,考虑第i=1,2,…,n个网格点的x轴方向振动时,x(y,z,t)=xix(t),y(x,z,t)=yix(x),z(x,y,t)=zix(x),考虑第i=1,2,…,n个网格点的y轴方向振动时,x(y,z,t)=xiy(y),y(x,z,t)=yiy(t),z(x,y,t)=ziy(y),考虑第i=1,2,…,n个网格点的z轴方向振动时,x(y,z,t)=xiz(z),y(x,z,t)=yiz(z),z(x,y,t)=ziz(t);在网格点邻域内建立的近似模型为:
【技术特征摘要】
1.一种飞行器颤振分析网格模型勒让德建模方法,其特征包括以下步骤:步骤1:以飞行器机体轴系OXYZ分析复杂颤振模型,在机体轴系选取n个网格点:xi,yi,zi,i=1,2,…,n,振动时网格点动态三轴位置分量x(y,z,t),y(x,z,t),z(x,y,t)为时间t和其它两轴位置的函数,为了便于表达,以xix(y,z,t)为例,下标i=1,2,…,n为网格点标号,下标第二个字母x,y,z分别表示振动在机体轴系OXYZ的三个轴分量,为了简化问题,考虑第i=1,2,…,n个网格点的x轴方向振动时,x(y,z,t)=xix(t),y(x,z,t)=yix(x),z(x,y,t)=zix(x),考虑第i=1,2,…,n个网格点的y轴方向振动时,x(y,z,t)=xiy(y),y(x,z,t)=yiy(t),z(x,y,t)=ziy(y),考虑第i=1,2,…,n个网格点的z轴方向振动时,x(y,z,t)=xiz(z),y(x,z,t)=yiz(z),z(x,y,t)=ziz(t);在网格点邻域内建立的近似模型为:式中,X[xix(t),yix(x),zix(x),Θt,t]为在机体轴系坐标xi,yi,zi网格点的邻域内X轴向振动函数,Axi[xix(t),yix(x),zix(x),Θt]、Bxi[xix(t),yix(x),zix(x),Θt]为X轴向振动方程的结构系数函数,xix(t),yix(x),zix(x)分别为在机体轴系坐标网格点xi,yi,zi,i=1,2,…,n处X轴向振动时对应于xi,yi,zi的变化值;Y[xiy(y),yiy(t),ziy(y),Θt,t]为在机体轴系坐标xi,yi,zi网格点的邻域内Y轴向振动函数,Ayi[xiy(y),yiy(t),ziy(y),Θt]、Byi[xiy(y),yiy(t),ziy(y),Θt]为Y轴向振动方程的结构系数函数,xiy(y),yiy(t),ziy(y)分别为在机体轴系坐标网格点xi,yi,zi,i=1,2,…,n处Y轴向振动时对应于xi,yi,zi的变化值;Z[xiz(z),yiz(z),ziz(t),Θt,t]为在机体轴系坐标xi,yi,zi网格点的邻域内Z轴向振动函数,Azi[xiz(z),yiz(z),ziz(t),Θt]、Bzi[xiz(z),yiz(z),ziz(t),Θt]为Z轴向振动方程的结构系数函数,xiz(z),yiz(z),ziz(t)分别为在机体轴系坐标网格点xi,yi,zi,i=1,2,…,n处Z轴向振动时对应于xi,yi,zi的变化值;ui(xi,yi,zi,Θt,t)为在xi,yi,zi网格点的等效激励函数,t为时间;Θt=[TiHMaFziρ]T为参数向量,Ti表示xi,yi,zi网格点的温度,H为飞行高度,Ma为马赫数,Fzi为xi,yi,zi网格点的气流环境影响,ρ为大气密度;步骤2:对应步骤1的机体轴系坐标网格点xi,yi,zi,i=1,2,…,n,安装微型温度传感器,X、Y、Z轴向气流、位置和振动传感器,特别是在机翼上下方和所有舵面两...
【专利技术属性】
技术研发人员:史忠科,
申请(专利权)人:西安费斯达自动化工程有限公司,
类型:发明
国别省市:陕西,61
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