一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法与流程

1.本发明涉及机翼气动弹性模型技术领域，尤其涉及一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法。

背景技术：

2.大展弦比机翼由于翼展较大，属于几何非线性变形，在数值计算时传统基于小扰动的线性分析方法已经不再适用。在结构设计中，大展弦比机翼结构质量的降低与气弹稳定性的提高是相互制约的。
3.目前在设计过程中过多依赖于设计人员的经验与判断，缺乏设计准则和依据，因此大展弦比机翼的气动弹性具有如下问题：1)翼面扭转变形所带来的升阻比下降；2)翼操纵效率在机翼弯扭变形下的下降；3)机翼扭转发散问题；4)机翼的颤振问题。针对上述问题，准确获取大展弦比柔性机翼气动弹性模型至关重要。目前传统方法无法准确建立大展弦比柔性机翼气动弹性模型。

技术实现要素：

4.本发明提供了一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法，能够解决现有方法无法准确建立大展弦比柔性机翼气动弹性模型的技术问题。
5.根据本发明的一方面，提供了一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法，所述方法包括：
6.根据机翼结构构型和机翼材料参数建立机翼的有限元模型；
7.根据机翼的有限元模型、机翼尺寸和机翼载荷获取机翼的初步刚度数据；
8.根据初步刚度数据获取机翼在弯曲刚度测试中所有第一位移测试点的位置和在扭转刚度测试中所有第二位移测试点的位置；
9.在机翼的弯曲刚度测试过程中，将机翼的下翼面朝上、上翼面朝下放置，分别在每个第一位移测试点的位置上安装第一位移传感器，根据初步刚度数据在机翼的上翼面上进行分区逐级加载，以获取每个第一位移传感器的第一位移数据，并根据多个第一位移数据获取机翼的弯曲刚度测试数据；
10.在机翼的扭转刚度测试过程中，将机翼的上翼面朝上、下翼面朝下放置，分别在每个第二位移测试点的位置上安装第二位移传感器，根据初步刚度数据选取多个机翼的加载截面，并利用扭转刚度测试工装依次对每个加载截面进行逐级加载，以获取每个加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，并根据多个第二位移数据获取机翼的扭转刚度测试数据；
11.根据机翼的弯曲刚度测试数据和扭转刚度测试数据对机翼的有限元模型进行修正，获取机翼的气动弹性模型。
12.优选的，根据初步刚度数据在机翼的上翼面上进行分区逐级加载，以获取每个第一位移传感器的第一位移数据包括：
13.根据初步刚度数据沿机翼的展向对上翼面进行分区，得到多个第一加载位置，并获取每个第一加载位置对应的加载载荷的数量和每个加载载荷的质量；
14.按预设顺序完成每级的多个第一加载位置的载荷加载；
15.获取每个第一位移传感器的第一位移数据。
16.优选的，按预设顺序完成每级的多个第一加载位置的载荷加载包括：按照从翼尖往翼根的方向完成每级的多个第一加载位置的载荷加载。
17.优选的，每个第一加载位置的加载载荷的数量相同。
18.优选的，第一加载位置的加载载荷为沙袋，所述沙袋通过魔术贴与机翼粘接。
19.优选的，根据初步刚度数据选取多个机翼的加载截面，并利用扭转刚度测试工装依次对每个加载截面进行逐级加载，以获取每个加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据包括：
20.根据初步刚度数据选取多个机翼的加载截面；
21.将扭转刚度测试工装安装在当前的加载截面上；
22.选取与当前的加载截面对应的第二加载位置，并获取与第二加载位置对应的加载载荷的数量和每个加载载荷的质量；
23.在当前的第二加载位置上进行逐级加载；
24.获取与当前的加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，直至完成所有加载截面的加载。
25.优选的，每个第二加载位置的力臂与单次加载载荷的质量呈反比。
26.优选的，每个第二加载位置的加载载荷的数量相同。
27.优选的，第二加载位置的加载载荷为砝码。
28.根据本发明的又一方面，提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现任一上述方法。
29.应用本发明的技术方案，通过弯曲刚度测试工装，有效获取了机翼的弯曲刚度测试数据，通过扭转刚度测试工装，有效获取了机翼的扭转刚度测试数据，实现了弯曲刚度和扭转刚度的分离测试，降低了大展弦比柔性机翼刚度测试难度和试验成本，并根据刚度测试数据对有限元模型进行修正，获取机翼的气动弹性模型，提高了机翼的气动弹性模型的精确性。
附图说明
30.所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
31.图1示出了根据本发明的一种实施例提供的构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法的流程图；
32.图2示出了根据本发明的一种实施例提供的大展弦比柔性机翼弯曲刚度测试位移采集点的示意图；
33.图3示出了根据本发明的一种实施例提供的大展弦比柔性机翼扭转刚度测试位移采集点的示意图。
34.图4示出了根据本发明的一种实施例提供的大展弦比柔性机翼弯曲刚度测试用沙袋的示意图；
35.图5示出了根据本发明的一种实施例提供的大展弦比柔性机翼扭转刚度测试的示意图；
36.其中，上述附图包括以下附图标记：
37.10、沙袋；20、魔术贴；30、机翼；31、机翼前缘；32、机翼后缘；33、加载截面；41、顶杆；42、c型定位段；43、水平伸出段；431、第二加载位置。
具体实施方式
38.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
39.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
40.除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
41.如图1所示，本发明提供了一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法，所述方法包括：
42.s10、根据机翼结构构型和机翼材料参数建立机翼的有限元模型；
43.s20、根据机翼30的有限元模型、机翼尺寸和机翼载荷获取机翼的初步刚度数据；
44.s30、根据初步刚度数据获取机翼30在弯曲刚度测试中所有第一位移测试点的位置和在扭转刚度测试中所有第二位移测试点的位置，分别如图2和图3所示；
45.s40、在机翼30的弯曲刚度测试过程中，将机翼30的下翼面朝上、上翼面朝下放置，分别在每个第一位移测试点的位置上安装第一位移传感器，根据初步刚度数据在机翼30的上翼面上进行分区逐级加载，以获取每个第一位移传感器的第一位移数据，并根据多个第一位移数据获取机翼30的弯曲刚度测试数据；
46.s50、在机翼30的扭转刚度测试过程中，将机翼30的上翼面朝上、下翼面朝下放置，分别在每个第二位移测试点的位置上安装第二位移传感器，根据初步刚度数据选取多个机翼30的加载截面33，并利用扭转刚度测试工装依次对每个加载截面33进行逐级加载，以获取每个加载截面33对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，并根据多个第二位移数据获取机翼30的扭转刚度测试数据；
47.s60、根据机翼30的弯曲刚度测试数据和扭转刚度测试数据对机翼30的有限元模型进行修正，获取机翼30的气动弹性模型。
48.本发明通过弯曲刚度测试工装，有效获取了机翼30的弯曲刚度测试数据，通过扭转刚度测试工装，有效获取了机翼30的扭转刚度测试数据，实现了弯曲刚度和扭转刚度的分离测试，降低了大展弦比柔性机翼30刚度测试难度和试验成本，并根据刚度测试数据对有限元模型进行修正，获取机翼30的气动弹性模型，提高了机翼30的气动弹性模型的精确性。
49.在本发明测试机翼30的弯曲刚度过程中，将机翼30的下翼面朝上、上翼面朝下设置，以利用加载载荷的重力对机翼30结构进行加载，无需采用高成本的大行程作动筒进行加载，节约了测试成本。
50.根据本发明的一种实施例，根据初步刚度数据在机翼30的上翼面上进行分区逐级加载，以获取每个第一位移传感器的第一位移数据包括：
51.s41、根据初步刚度数据沿机翼30的展向对上翼面进行分区，得到多个第一加载位置，并获取每个第一加载位置对应的加载载荷的数量和每个加载载荷的质量；
52.s42、按预设顺序完成每级的多个第一加载位置的载荷加载；
53.s43、获取每个第一位移传感器的第一位移数据。
54.根据本发明的一种实施例，按预设顺序完成每级的多个第一加载位置的载荷加载包括：按照从翼尖往翼根的方向完成每级的多个第一加载位置的载荷加载，以减小翼根的弯矩变化量。
55.根据本发明的一种实施例，每个第一加载位置的加载载荷的数量相同。
56.根据本发明的一种实施例，第一加载位置的加载载荷为沙袋10，所述沙袋10通过魔术贴20与机翼30粘接，以防止沙袋10在加载过程中滑落，如图4所示。在加载过程中，沙袋10的质心位置与机翼30气动载荷的压心位置保持一致。
57.根据本发明的一种实施例，根据初步刚度数据选取多个机翼30的加载截面33，并利用扭转刚度测试工装依次对每个加载截面33进行逐级加载，以获取每个加载截面33对应的每个第二位移传感器的第二位移数据包括：
58.s51、根据初步刚度数据选取多个机翼30的加载截面33；
59.s52、将扭转刚度测试工装安装在当前的加载截面33上；
60.s53、选取与当前的加载截面33对应的第二加载位置，并获取与第二加载位置对应的加载载荷的数量和每个加载载荷的质量；
61.s54、在当前的第二加载位置上进行逐级加载；
62.s55、获取与当前的加载截面33对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，直至完成所有加载截面33的加载。
63.参照图5，扭转刚度测试工装包括c型定位段42、顶杆41和与c型定位段42相连的水
平伸出段43，c型定位段42上设有通孔，顶杆41穿过通孔用于将扭转刚度测试工装安装在机翼30上，水平伸出段43上设有多个第二加载位置431，每个加载截面对应一个第二加载位置431，也就是说，每个加载截面对应一个力臂。
64.根据本发明的一种实施例，每个第二加载位置的力臂与单次加载载荷的质量呈反比。
65.根据本发明的一种实施例，每个第二加载位置的加载载荷的数量相同。
66.根据本发明的一种实施例，第二加载位置的加载载荷为砝码。
67.下面以机翼翼展为25m，展弦比为22.8，单片机翼总载荷为5792n，机翼材料采用全复合材料为例，对本发明方法进行详细说明。
68.步骤一、根据机翼结构构型和机翼材料参数建立机翼30的有限元模型。
69.步骤二、根据机翼30的有限元模型、机翼尺寸和机翼载荷获取机翼30的初步刚度数据。
70.步骤三、根据初步刚度数据获取机翼30在弯曲刚度测试中12个第一位移测试点的位置，如图2所示，其中，12个第一位移测试点的位置的选取方法为：先在每个机翼30上选取6个不同的第一翼型截面，每个翼型截面的前缘31和后缘32作为第一位移测试点。
71.步骤四、在机翼30的弯曲刚度测试过程中，将机翼30的下翼面朝上、上翼面朝下设置，分别在12个位移测试点的位置上安装第一位移传感器，根据初步刚度数据将机翼30的上翼面分为12个区域，每个区域的沙袋10质量、数量及加载坐标如表1所示；其中，对每个分区的沙袋10采用三级加载，机翼30根部前缘31为加载坐标原点，x方向为翼展方向，z方向为弦长方向。
72.表1气动载荷分区质量及加载坐标
[0073][0074]
步骤五、获取每个第一位移传感器的第一位移数据，如表2所示，并根据多个第一位移数据获取机翼30的弯曲刚度测试数据。
[0075]
表2弯曲刚度测试位移数据
ꢀꢀꢀꢀ
单位mm
[0076][0077]
步骤六、根据初步刚度数据获取机翼30在扭转刚度测试中6个第二位移测试点的位置，如图3所示，其中，6个第二位移测试点的位置的选取方法为：先在每个机翼30上选取3个不同的第二翼型截面，每个翼型截面的前缘31和后缘32作为第二位移测试点。
[0078]
步骤七、在机翼30的扭转刚度测试过程中，将机翼30的上翼面朝上、下翼面朝下设置，分别在6个第二位移测试点的位置上安装第二位移传感器，根据初步刚度数据选取3个机翼的加载截面33，3个加载截面33各自对应的力臂长度分别为1200mm、1600mm、1800mm，对应的单个加载砝码的质量分别为10kg、8kg、4kg，3个载荷加载处的砝码均采用三级加载。
[0079]
步骤八、获取每个加载截面33对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，如表3所示，并根据每个加载截面33对应的多个第二位移数据获取机翼30的扭转刚度测试数据。
[0080]
表3扭转刚度测试位移数据
ꢀꢀꢀꢀ
单位mm
[0081][0082]
[0083]
步骤九、根据机翼30的弯曲刚度测试数据和扭转刚度测试数据对机翼30的有限元模型进行修正，获取机翼30的气动弹性模型；对机翼30的气动弹性模型进行仿真计算，将仿真计算结果与刚度测试数据相比，得到弯曲刚度测试与气动弹性模型的变形误差，如表4所示，以及扭转刚度测试与气动弹性模型的平均变形误差，如表5所示。
[0084]
表4弯曲刚度测试与气动弹性模型的变形误差
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单位％
[0085][0086]
表5扭转刚度测试与气动弹性模型的平均变形误差
ꢀꢀꢀꢀ
单位％
[0087][0088]
由表4和表5可知，修正后机翼30的气动弹性模型的计算结果与测试数据相比，误差均在5％以内，因此，该机翼30的气动弹性模型的精确度较高。
[0089]
本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现任一上述方法。
[0090]
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
[0091]
此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0092]
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法，其特征在于，所述方法包括：根据机翼结构构型和机翼材料参数建立机翼的有限元模型；根据机翼的有限元模型、机翼尺寸和机翼载荷获取机翼的初步刚度数据；根据初步刚度数据获取机翼在弯曲刚度测试中所有第一位移测试点的位置和在扭转刚度测试中所有第二位移测试点的位置；在机翼的弯曲刚度测试过程中，将机翼的下翼面朝上、上翼面朝下放置，分别在每个第一位移测试点的位置上安装第一位移传感器，根据初步刚度数据在机翼的上翼面上进行分区逐级加载，以获取每个第一位移传感器的第一位移数据，并根据多个第一位移数据获取机翼的弯曲刚度测试数据；在机翼的扭转刚度测试过程中，将机翼的上翼面朝上、下翼面朝下放置，分别在每个第二位移测试点的位置上安装第二位移传感器，根据初步刚度数据选取多个机翼的加载截面，并利用扭转刚度测试工装依次对每个加载截面进行逐级加载，以获取每个加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，并根据多个第二位移数据获取机翼的扭转刚度测试数据；根据机翼的弯曲刚度测试数据和扭转刚度测试数据对机翼的有限元模型进行修正，获取机翼的气动弹性模型。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据初步刚度数据在机翼的上翼面上进行分区逐级加载，以获取每个第一位移传感器的第一位移数据包括：根据初步刚度数据沿机翼的展向对上翼面进行分区，得到多个第一加载位置，并获取每个第一加载位置对应的加载载荷的数量和每个加载载荷的质量；按预设顺序完成每级的多个第一加载位置的载荷加载；获取每个第一位移传感器的第一位移数据。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，按预设顺序完成每级的多个第一加载位置的载荷加载包括：按照从翼尖往翼根的方向完成每级的多个第一加载位置的载荷加载。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，每个第一加载位置的加载载荷的数量相同。5.根据权利要求4中任一项所述的方法，其特征在于，第一加载位置的加载载荷为沙袋，所述沙袋通过魔术贴与机翼粘接。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据初步刚度数据选取多个机翼的加载截面，并利用扭转刚度测试工装依次对每个加载截面进行逐级加载，以获取每个加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据包括：根据初步刚度数据选取多个机翼的加载截面；将扭转刚度测试工装安装在当前的加载截面上；选取与当前的加载截面对应的第二加载位置，并获取与第二加载位置对应的加载载荷的数量和每个加载载荷的质量；在当前的第二加载位置上进行逐级加载；获取与当前的加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，直至完成所有加载截面的加载。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，每个第二加载位置的力臂与单次加载载荷
的质量呈反比。8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，每个第二加载位置的加载载荷的数量相同。9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，第二加载位置的加载载荷为砝码。10.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至9任一所述方法。

技术总结

本发明提供了一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法，该方法包括：建立机翼的有限元模型；获取机翼的初步刚度数据；获取机翼在弯曲刚度测试中所有第一位移测试点的位置和在扭转刚度测试中所有第二位移测试点的位置；在机翼的弯曲刚度测试过程中，获取每个第一位移传感器的第一位移数据，并根据多个第一位移数据获取机翼的弯曲刚度测试数据；在机翼的扭转刚度测试过程中，获取每个加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，并根据多个第二位移数据获取机翼的扭转刚度测试数据；对机翼的有限元模型进行修正，获取机翼的气动弹性模型。本发明能够解决现有方法无法准确建立大展弦比柔性机翼气动弹性模型的技术问题。术问题。术问题。