一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。该方法包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。上述方法根据机翼试验模型三维结构化流体网格和几何非线性有限元模型，多次迭代求解获得的机翼试验模型气动力差量，进而得到修正后的机翼试验模型气动力。翼试验模型气动力。翼试验模型气动力。

【技术实现步骤摘要】
一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质


[0001]本专利技术实施例涉及航空风洞试验技术，尤其涉及一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质。

技术介绍

[0002]为了在高亚音速条件下飞行，现代民用客机均采用后掠机翼。后掠机翼的特点是，在气动力的作用下会产生弯扭组合变形。这种变形会引起机翼气动力变化，这一变化反过来又进一步改变了机翼变形量，直至机翼结构达到一种静平衡状态。这种结构与气动力耦合作用的现象被称为静气动弹性效应。在民用客机的风洞试验中，试验模型的后掠机翼在气动力作用下也会产生静气弹变形。这种变形所引起的模型机翼气动力变化量被认为是试验偏差，须进行修正。
[0003]现有技术可以包括：基于风洞测力试验模型，建立计算流体力学(Computational Fluid Dynamics，CFD)模型、偶极子模型以及结构有限元模型；根据所述CFD模型，获得风洞试验条件下的全机压力分布；根据所述偶极子模型和所述结构有限元模型，建立气动/结构耦合计算模型；将所述全机压力分布加载到所述气动/结构耦合计算模型上，获得全机弹性变形和气动力修正量；根据所述气动力修正量对风洞测力试验数据进行修正。
[0004]现有技术中，在对试验偏差进行修正过程中，流体力学分析和有限元分析只进行了一次气动载荷数据传递，缺少多个迭代耦合，得到的模型变形结果存在较大的偏差。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供一种风洞试验数据静气弹修正方法、装置、设备及介质，以实现对风洞试验中的实验数据进行修正。
[0006]第一方面，本专利技术实施例提供了一种风洞试验数据静气弹修正方法，该方法包括：
[0007]基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
[0008]对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
[0009]若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
[0010]第二方面，本专利技术实施例还提供了一种风洞试验数据静气弹修正装置，该装置包括：第一执行模块、数值分析模块和第二执行模块，其中，
[0011]第一执行模块，用于基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；
[0012]数值分析模块，用于对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；
[0013]第二执行模块，用于若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差
值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。
[0014]第三方面，本专利技术实施例还提供了一种风洞试验数据静气弹修正设备，该设备包括：
[0015]一个或多个处理器；
[0016]存储装置，用于存储一个或多个程序；
[0017]当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现如第一方面所述的风洞试验数据静气弹修正方法。
[0018]第四方面，本专利技术实施例还提供了一种包含计算机可执行指令的存储介质，所述计算机可执行指令在由计算机处理器执行时用于执行如第一方面所述的风洞试验数据静气弹修正方法。
[0019]本专利技术通过基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。解决现有技术在对试验偏差进行修正过程中，缺少多个迭代耦合，得到的模型变形结果存在较大的偏差的问题，实现了对风洞试验中的实验数据的修正。
附图说明
[0020]图1为本专利技术实施例一提供的风洞试验数据静气弹修正方法的流程图；
[0021]图2为本专利技术实施例二提供的风洞试验数据静气弹修正方法的流程图；
[0022]图3为本专利技术实施例二提供的一种风洞试验数据静气弹修正方法的实例流程图；
[0023]图4为本专利技术实施例三提供的一种风洞试验数据静气弹修正装置的结构示意图；
[0024]图5为本专利技术实施例四提供的一种风洞试验数据静气弹修正设备的结构示意图。
具体实施方式
[0025]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本专利技术，而非对本专利技术的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本专利技术相关的部分而非全部结构。
[0026]在更加详细地讨论示例性实施例之前应当提到的是，一些示例性实施例被描述成作为流程图描绘的处理或方法。虽然流程图将各项操作(或步骤)描述成顺序的处理，但是其中的许多操作可以被并行地、并发地或者同时实施。此外，各项操作的顺序可以被重新安排。当其操作完成时所述处理可以被终止，但是还可以具有未包括在附图中的附加步骤。所述处理可以对应于方法、函数、规程、子例程、子程序等等。此外，在不冲突的情况下，本专利技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0027]为了解决风洞试验数据静气弹修正的问题，一般结合计算流体力学方法和结构有限元分析方法进行分析计算。
[0028]在计算流体力学方面，常用的方法包括基于位势流的面元法、基于欧拉(Euler)方程的数值模拟方法和基于雷诺平均(Navier-Stokes，RANS)方程的数值模拟方法。面元法的
计算量最小，但是非常依赖使用者的工程经验，精度较差；基于Euler方程的数值模拟方法使用边界层修正方法可以减少数值计算量，但耗时仍比面元法长，精度一般；基于RANS方程的数值模拟方法需要求解湍流模型方程，计算量最大，精度最好。
[0029]在结构有限元分析方面，在对机翼试验模型机翼进行有限元建模时，传统方法是采用线性小变形梁单元模型或者三维实体单元模型。线性梁单元只能近似模拟模型机翼的刚度特性，对线弹性小变形求解精度能够接受，但是对非线性大变形则无能为力。三维实体单元能够较好地模拟模型机翼的刚度特性，但针对复杂结构的三维网格划分难度很大，同时有限元计算量成指数级别增长。由于风洞机翼试验模型需要在机翼结构内部预先安装测力测压装置，内部结构非常复杂，因此三维实体单元无法满足工程应用结构建模需求。
[0030]实施例一
[0031]图1为本专利技术实施例一提供的风洞试验数据静气弹修正方法的流程图，本实施例可适用于民用客机的风洞试验中，试验模型的后掠机翼在气动力作用下产生静气弹变形的情况，该方法具体包括如下步骤：
[0032]步骤110、基于机翼试验模型三维结构化流体网格，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据；对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值；若当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值小于预设差值，则基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力。2.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据，包括：基于机翼试验模型三维结构化流体网格，提取机翼试验模型表面的二维网格；在进行流体力学数值模拟后，基于所述二维网格，提取机翼试验模型表面的气动载荷数据。3.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，对负载有所述气动载荷数据的几何非线性结构有限元模型进行结构有限元数值分析，得到当前机翼翼稍位移和上一机翼翼稍位移的差值，包括：基于径向基函数，将所述气动载荷数据插值到所述几何非线性结构有限元模型相应的加载节点上；根据所述几何非线性结构有限元模型，开展机翼试验模型结构有限元数值分析，获得当前机翼翼稍位移；计算得到当前机翼翼稍位移与上一机翼翼稍位移的差值。4.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，基于获得的机翼试验模型气动力差量，得到修正后的机翼试验模型气动力，包括：基于第一次流体力学数值模拟得到的初始气动力和最后一次流体力学数值模拟得到的最终气动力，得到气动力差值；根据机翼试验模型变形量和气动力差值，得到修正后的机翼试验模型气动力。5.根据权利要求1所述的风洞试验数据静气弹修正方法，其特征在于，基于机翼试验模型三维结构化流体网格，进行流体力学数值模拟，得到机翼试验模型表面的气动载荷数据之前，还包括：基于机翼试验模型的...

【专利技术属性】
技术研发人员：王介龙，赖国俊，杨薇，薛帮猛，任启龙，林大楷，
申请(专利权)人：中国商用飞机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：