[发明专利]用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法

说明书

本发明公开了一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，包括：在弹性机翼待测载荷截面处粘贴应变片；将弹性机翼固连在地面支撑机构上；确定地面标定时的激励力的频率范围、激励力的幅值，并设定激励力的频率变化步长；得到各频率下应变片所测量的应变值对弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；将弹性机翼固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验，通过应变片对待测截面应变量进行测量，得到试验期间应变片所测得的时域应变值；将测得的时域应变值进行傅里叶变换，得到频域信息，将频域信息，代入频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息，对弯矩的频域信息进行傅里叶反变换，得到风洞试验时待测截面所受弯矩的时域信息。

技术领域

本发明属于航空器检测技术领域，具体涉及一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法。

背景技术

现代飞行器设计对气动弹性特性要求越来越严苛。弹性模型风洞气动弹性试验技术是测量不同飞行速度下机翼载荷的重要手段。随着国内大展弦比、长航时飞行器的研制，机翼刚度越来越小，弹性机翼在气动力作用下所受结构弯矩的动态效应愈发明显。工程上主要采用应变片测量截面应变，通过地面标定的方法实现风洞试验中机翼截面所受弯矩的测量。现有技术中，地面标定主要通过静态标定得到机翼待测截面静态弯矩与静态的应变关系。

但随着高空长航时飞行器的出现以及大展弦比机翼的与复合材料的广泛使用，现代飞行器机翼在实际飞行中受气动弹性效应作用，结构响应动态特性愈发明显，所受弯矩多为动态弯矩。传统静态标定方法忽略了动态特性的影响，采用静态标定结果测量弹性机翼在风洞中所受动态弯矩必然会产生较大误差。尤其是对于结构减重要求严苛的现代飞行器，结构所受弯矩的测量误差必然会导致结构设计效率降低，对飞行器性能与安全性造成不利影响。

因此，期待一种弹性机翼气动弹性风洞试验的结构弯矩动态标定方法，考虑结构弹性所导致机翼所受弯矩的动态特性，降低传统静态标定方法忽略结构弯矩动态特性所带来的误差。

发明内容

本发明的目的是提出一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，能够降低传统静态标定方法忽略结构弯矩动态特性所带来的误差。

为了实现上述目的，本发明提供了一种用于弹性机翼气动弹性风洞试验中结构弯矩动态标定方法，包括：

步骤1：确定所述弹性机翼待测载荷截面，并在截面处粘贴应变片；

步骤2：将所述弹性机翼固连在地面支撑机构上；

步骤3：确定地面标定时的激励力的频率范围、激励力的幅值，并设定激励力的频率变化步长；

步骤4：以所述步骤3中确定的所述激励力频率范围和所述激励力幅值为约束，使用激振器以定频定幅的正弦力激励所述弹性机翼，从而向所述弹性机翼待测载荷截面施加正弦弯矩，记录所述应变片所测量的应变值；

步骤5：对步骤4施加的正弦弯矩和所测的应变值进行傅里叶变化，得到当前频率下所述应变片所测量的应变值对所述弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；

步骤6：在步骤3确定的频率范围内，基于所述频率变化步长，改变激振器激励频率，重复步骤4和步骤5，得到各频率下所述应变片所测量的应变值对所述弹性机翼所受的动弯矩的频率响应函数；

步骤7：将所述弹性机翼固连在风洞支撑机构上，进行吹风试验，通过所述应变片对待测截面应变量进行测量，得到试验期间应变片所测得的时域应变值；

步骤8：将所述步骤7测得的所述时域应变值进行傅里叶变换，得到频域信息，将所述频域信息，代入所述步骤5中得到的频率响应函数，得到试验期间截面所受弯矩的频域信息，对所述弯矩的频域信息进行傅里叶反变换，得到风洞试验时待测截面所受弯矩的时域信息。

可选方案中，所述步骤2和所述步骤7均包括敲击频率校核的步骤，使所述弹性机翼在地面支撑方式下和所述风洞支撑方式下的一阶弹性模态频率差在设定值以内。