一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法技术

本发明专利技术公开一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，包括：构建虚拟模型，虚拟模型包括相互连接的低频结构和薄壁结构，低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；仿真计算低频结构承受不同载荷时薄壁结构的应力变化，并对薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；根据虚拟模型的参数构造实物模型；在实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；对实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过对应关系，获得实物模型所承受的动载荷；根据相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。承受的动载荷。承受的动载荷。

【技术实现步骤摘要】
一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法


[0001]本专利技术属于航天航空工程领域，具体涉及一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法。

技术介绍

[0002]在进行大迎角小尺度模型的研究时，往往需要测量该结构在流场条件下所承受的动态载荷。传统的载荷测量方式是在真实飞行器上进行的，通过粘贴应变片等方式直接测量出飞行器不同位置上的动载荷情况。
[0003]现有的动载荷测量方式存在以下问题：（1）在真实飞行器上进行测量，测量成本巨大，一旦发生事故将造成巨大的经济损失；（2）无法对于在真实飞行过程之前预测载荷情况进行。
[0004]因此，期待一种新的飞行器配平翼模型的动载荷测试方法，能够解决以上不足。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提出一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，能够便捷准确的获得飞行器低频结构所承受的动载荷数据。
[0006]为了实现上述目的，本专利技术提供了一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，包括以下步骤：步骤S01：构建虚拟模型，所述虚拟模型包括低频结构和与所述低频结构连接的薄壁结构，所述低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；步骤S02：仿真计算所述低频结构承受不同载荷时所述薄壁结构的应力变化，并对所述薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；步骤S03：根据所述虚拟模型的参数构造实物模型；在所述实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对所述实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；步骤S04：对所述实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过所述对应关系，获得所述实物模型所承受的动载荷；步骤S05：根据所述相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
[0007]作为可选方案，所述步骤S01中，所述相似关系式包括：其中，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的频率比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的尺寸比，为真实飞行器的低频结构与所
述虚拟模型的低频结构的动压比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的质量比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场密度比, 为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场速度比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的刚度比。
[0008]作为可选方案，按照相似关系设计模型时，当无法同时满足以上三个关系式时，则选择相似关系式（1）作为模型设计依据。
[0009]作为可选方案，所述实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的一阶频率之差小于5%，所述实物模型的低频结构与所述真实飞行器的低频结构的二阶频率之差小于15%。
[0010]作为可选方案，所述实物模型的低频结构的一阶模态与真实飞行器的低频结构的一阶模态的振型相似度大于等于0.9，所述振型相似度的计算公式为：其中，MAC表示所述振型相似度，表示所述真实飞行器的低频结构的一阶模态，表示实物模型的低频结构的一阶模态，表示的转置，表示的转置。
[0011]作为可选方案，在所述步骤S04中，在风洞流场中测试的迎角介于70
°‑
110
°
之间。
[0012]作为可选方案，在所述步骤S04中，在风洞流场中最大动压条件下，所述实物模型的薄壁结构产生的微应变不低于50个单位。
[0013]作为可选方案，在所述步骤S03中，所述实物模型的薄壁结构应变较大的位置处粘贴的所述应变片的数量为多个，多个所述应变片连接成电桥结构，所述电桥结构的输出作为所述地面数据。
[0014]作为可选方案，所述实物模型的薄壁结构的厚度介于0.5mm
ꢀ‑
1.5mm之间，所述实物模型的薄壁结构的材料为金属，弹性模量不低于70GPa。
[0015]作为可选方案，所述实物模型低频结构的长度小于5厘米。
[0016]本专利技术的有益效果在于：本专利技术首先通过软件构建虚拟模型，对虚拟模型进行仿真加载，使低频结构的受力和振动影响薄壁结构的变形，得出薄壁结构应变较大的位置；再构建真实模型，在软件获得的薄壁结构应变较大的位置粘贴应变片，对低频结构进行地面加载，记录并且分析不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系（如换算公式或者转换表格）。最后对实物模型进行风洞试验，测量并且记录应变片的测量的风洞数据，通过对应关系进行转换，获得真实模型的低频结构不同时刻所承受的载荷，最后再利用相似关系反推获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。
[0017]本专利技术可以利用风洞试验在飞行器起飞前获得飞行器低频结构的动载荷数据，提前发现问题，相较于在真实飞行器上进行测量，该方法更简单便捷，尤其可以避免真实飞行器载荷发生事故造成的巨大的经济损失。该方法实验成本较低，即使出现由于载荷过大引起结构破坏的事情，也不会产生巨大的经济损失。
[0018]该方法尤其适用于大迎角小尺度（如长度小于5厘米）低频结构风洞动载荷测试。
[0019]本专利技术的方法具有其它的特性和优点，这些特性和优点从并入本文中的附图和随后的具体实施方式中将是显而易见的，或者将在并入本文中的附图和随后的具体实施方式中进行详细陈述，这些附图和具体实施方式共同用于解释本专利技术的特定原理。
附图说明
[0020]通过结合附图对本专利技术示例性实施例进行更详细的描述，本专利技术的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显。
[0021]图1示出了根据本专利技术一实施例的一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法的步骤流程图。
[0022]图2示出了本专利技术一实施例实物模型/虚拟模型的结构示意图。
[0023]图3示出了本专利技术一实施例X方向和Y方向夹角构成的大迎角示意图。
[0024]附图标记1
‑
低频结构；2
‑
薄壁结构；3
‑
应变片。
具体实施方式
[0025]下面将更详细地描述本专利技术。虽然本专利技术提供了优选的实施例，然而应该理解，可以以各种形式实现本专利技术而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了使本专利技术更加透彻和完整，并且能够将本专利技术的范围完整地传达给本领域的技术人员。
[0026]本专利技术一实施例提供了一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，图1示出了该测试方法的步骤流程图，请参照图1，该测试方法包括以下步骤：步骤S01：构建虚拟模型，所述虚拟模型包括低频结构和与所述低频结构连接的薄壁结构，所述低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；步骤S02：仿真计算所述低频结构承受不同载荷时所述薄壁结构的应力变化，并对所述薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；步骤S03：根据所述虚拟模型的参数构造实物模型；在所述实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对所述实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；步骤S04：对所述实物模型进行风洞试验，测量并记录不同本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，包括：步骤S01：构建虚拟模型，所述虚拟模型包括低频结构和与所述低频结构连接的薄壁结构，所述低频结构根据与真实飞行器的低频结构的相似关系式获得；步骤S02：仿真计算所述低频结构承受不同载荷时所述薄壁结构的应力变化，并对所述薄壁结构应变大于设定值的位置进行标记；步骤S03：根据所述虚拟模型的参数构造实物模型；在所述实物模型的薄壁结构上的标记位置处粘贴应变片，并对所述实物模型进行地面加载，测量并建立不同载荷条件下应变片测量的地面数据和施加载荷的对应关系；步骤S04：对所述实物模型进行风洞试验，测量并记录不同流场条件下应变片测量的风洞数据，通过所述对应关系，获得所述实物模型所承受的动载荷；步骤S05：根据所述相似关系式获得真实飞行器的低频结构所承受的动载荷。2.根据权利要求1所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，所述步骤S01中，所述相似关系式包括：其中，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的频率比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的尺寸比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的动压比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的质量比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场密度比, 为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的流场速度比，为真实飞行器的低频结构与所述虚拟模型的低频结构的刚度比。3.根据权利要求2所述的大迎角低频结构风洞动载荷测试方法，其特征在于，在按照相似关系设计模型时，当无法同时满足以上三个关系式时，则选择相似关系式（1）作为模型设计依据。4.根据权利要求1所述的大迎角低频结构...

【专利技术属性】
技术研发人员：侯英昱，李齐，孙婧，季辰，刘子强，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：