一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统及方法技术方案

本发明专利技术提供了一种在线仿真驱动的热、力载荷联合加载的飞行器结构试验系统及方法，能够实现依赖于结构状态的动态热、力载荷实时预测与加载。该试验系统包括：热加载模块、力加载模块、数据采集模块、高性能计算模块和试验控制系统，各系统和模块之间采用双向数据连接。该试验方法中，采用高性能计算模块中在线运行的仿真模型，结合实际加载过程中结构的热、力响应数据，预测未来的热、力加载载荷，并通过试验控制系统将上述载荷数据反馈给热、力加载模块，实现动态加载。实现动态加载。实现动态加载。

【技术实现步骤摘要】
一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统及方法


[0001]本专利技术属于测试装置
，具体涉及一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统及方法。

技术介绍

[0002]高速飞行器在飞行过程中会经历显著的气动热和力学载荷。为验证高速飞行器结构设计的可靠性，在飞行器研制中需要在典型的热、力联合载荷下，开展关键结构的防热性能、力学承载性能验证和考核试验。试验所采用的热、力载荷加载曲线依据既定的飞行任务、飞行弹道事先确定。试验中，主要侧重观测结构的响应和完整性，热、力加载曲线保持不变。
[0003]智能化的高速飞行器是未来发展重要趋势。动态、自主的飞行路径规划是智能飞行器的主要特点之一。飞行路径是环境和结构自主态势感知所驱动，需要通过控制面等热结构摆动完成。在这个过程中，结构的运动与周围流场耦合，决定其自身所受到的热、力载荷。伴随着飞行路径变化，智能飞行器的结构所承受的气动热、力载荷也会出现动态变化。因此，在飞行器的设计阶段难以完全确定智能飞行器结构的热、力载荷。这给飞行器结构的热、力联合加载与考核试验曲线确定带来了显著的困难。
[0004]因此，为了满足智能高速飞行器热力联合试验考核的需求，发展一种能够在试验过程中依据热结构状态，实时确定加载曲线的热、力联合加载试验系统和方法，显得尤为重要。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是为了解决智能高速飞行器自主任务规划导致热/力考核载荷无法事先确定的问题，提供一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统及方法，本试验系统和方法能够实现飞行弹道自主规划情景下，高速飞行器结构热、力载荷动态加载和考核试验。
[0006]为实现上述目的，本专利技术采取的技术方案如下：
[0007]一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述系统包括热加载模块、力学加载模块、数据采集模块、高性能计算模块以及试验控制系统；
[0008]所述热加载模块、力学加载模块、数据采集模块和高性能计算模块均与试验控制系统均采用双向的数据连接。
[0009]一种利用上述系统在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验方法，所述方法包括如下步骤：
[0010]步骤1：依据具体的试验目的，在高性能计算模块上设置在线仿真模型；
[0011]步骤2：安装试验件，利用试验控制系统设定初始加载曲线，利用热加载模块、力学加载模块，对试验件进行加载；
[0012]步骤3：采用数据采集模块获取试验件上所设置的传感器采集的结构热、力响应，
采用试验控制系统获取实际加载的热、力学载荷；
[0013]步骤4：采用试验控制系统，将试验件的实际热、力响应和试验控制系统实际加载的热、力载荷，传递给高性能计算模块，并向高性能计算模块发送启动计算指令；
[0014]步骤5：高性能计算模块采用步骤4所述的实际加载的热、力载荷数据，对结构热力耦合模型开展仿真，修正结构热力耦合模型参数；
[0015]步骤6：依据步骤5所述的结构热力耦合模型计算结果，和步骤4所述结构实际变形数据，采用飞行路径规划模型确定动态飞行路径；
[0016]步骤7：依据步骤6所述的飞行路径和飞行载荷计算模型，确定未来t时刻的热、力载荷；
[0017]步骤8：高性能计算模块将未来t时间的热、力载荷数据传递给试验控制系统；
[0018]步骤9：试验控制系统向热加载模块、力学加载模块输出加载指令数据；
[0019]步骤10：热加载模块、力学加载模块按照试验控制系统的加载指令，完成热、力联合载荷加载。
[0020]本专利技术相对于现有技术的有益效果为：通过将热/力加载模块、数据采集模块与在线仿真模型集成，利用结构实时响应采集数据与在线仿真模型融合以预测未来载荷，为智能高速飞行器基于状态、自主规划飞行路径，进而引起热力载荷动态变化，提供一套热力联合加载方法与考核验证平台。
附图说明
[0021]图1为本专利技术所述试验系统的组成图；
[0022]其中，1
‑
试验件，2
‑
热加载模块，3
‑
力学加载模块，4
‑
数据加载模块，5
‑
试验控制系统，6
‑
高性能计算模块，7、8、9、10均为数据链，11
‑
传感器。
具体实施方式
[0023]下面结合附图和实施例对本专利技术的技术方案作进一步的说明，但并不局限于此，凡是对本专利技术技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本专利技术技术方案的精神和范围，均应涵盖在本专利技术的保护范围中。
[0024]本专利技术能够实现依赖于结构状态的动态热、力载荷实时预测与加载。该试验系统包括：热加载模块、力加载模块、数据采集模块、高性能计算模块和试验控制系统，各系统和模块之间采用双向数据连接。该试验方法中，采用高性能计算模块中在线运行的仿真模型，结合实际加载过程中结构的热、力响应数据，预测未来的热、力加载载荷，并通过试验控制系统将上述载荷数据反馈给热、力加载模块，实现动态加载。
[0025]具体实施方式一：本实施方式记载的是一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述系统包括热加载模块2、力学加载模块3、数据采集模块4、高性能计算模块6以及试验控制系统5；
[0026]所述热加载模块2、力学加载模块3、数据采集模块4和高性能计算模块6均与试验控制系统5均采用双向的数据连接。
[0027]具体实施方式二：具体实施方式一所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述试验控制系统5由运行在计算机上的石英灯加载模块控制软件、力学加载
模块控制软件、数据采集仪控制软件、高性能计算集群接口软件组成，以特定时间t0为单位，进行周期性试验加载过程控制。
[0028]具体实施方式三：具体实施方式一所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述高性能计算模块6，对在线仿真模型进行在线计算。
[0029]具体实施方式四：具体实施方式三所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述在线仿真模型，包括对热、力载荷下的结构热力耦合分析模型，飞行路径规划模型和飞行气动热、飞行结构载荷计算模型进行在线计算。
[0030]具体实施方式五：具体实施方式一所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述热加载模块2与试验控制系统5的双向数据连接，是指热加载模块2将实际加载过程数据传递给试验控制系统5，试验控制系统5向热加载模块2输出未来t时间的加载功率。
[0031]具体实施方式六：具体实施方式一所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述力学加载模块3与试验控制系统5的双向数据连接，是指力学加载模块3将其所加载的力学载荷传递给试验控制系统5，试验控制系统5将未来t时间的力学载荷发送给力学加载模块3。
[0032]具体实施方式七：具体实施方式一所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，所述数据采集模块本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，其特征在于：所述系统包括热加载模块(2)、力学加载模块(3)、数据采集模块(4)、高性能计算模块(6)以及试验控制系统(5)；所述热加载模块(2)、力学加载模块(3)、数据采集模块(4)和高性能计算模块(6)均与试验控制系统(5)均采用双向的数据连接。2.根据权利要求1所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，其特征在于：所述试验控制系统(5)由运行在计算机上的石英灯加载模块控制软件、力学加载模块控制软件、数据采集仪控制软件、高性能计算集群接口软件组成，以特定时间t0为单位，进行周期性试验加载过程控制。3.根据权利要求1所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，其特征在于：所述高性能计算模块(6)，对在线仿真模型进行在线计算。4.根据权利要求3所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，其特征在于：所述在线仿真模型，包括对热、力载荷下的结构热力耦合分析模型，飞行路径规划模型和飞行气动热、飞行结构载荷计算模型进行在线计算。5.根据权利要求1所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，其特征在于：所述热加载模块(2)与试验控制系统(5)的双向数据连接，是指热加载模块(2)将实际加载过程数据传递给试验控制系统(5)，试验控制系统(5)向热加载模块(2)输出未来t时间的加载功率。6.根据权利要求1所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，其特征在于：所述力学加载模块(3)与试验控制系统(5)的双向数据连接，是指力学加载模块(3)将其所加载的力学载荷传递给试验控制系统(5)，试验控制系统(5)将未来t时间的力学载荷发送给力学加载模块(3)。7.根据权利要求1所述的一种在线仿真驱动的飞行器结构热力联合试验系统，其特征在于：所述数据采集模块(4)与试验控制系统(5)的双向数据连接，是指数据采集模块(4)采集所加载结构上所布置的传感器(11)上获取的结构热、力响应数据，并传递给试验控制系统(5)，试验控制系统(5)向数据采集模块(4)发送采集指令。8.根...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨强，王俊儒，孟松鹤，解维华，易法军，许承海，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：