一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN116029045A(43)申请公布日2023.04.28(21)申请号202211526747.1(22)申请日2022.11.30(71)申请人中国航天空气动力技术研究院地址100074北京市丰台区云岗西路17号(72)发明人邢朴王珏程川季辰(74)专利代理机构中国航天科技专利中心11009专利代理师孙建玲(51)Int.Cl.G06F30/15(2020.01)G06F30/20(2020.01)权利要求书1页说明书3页附图2页(54)发明名称一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法(57)摘要本发明提供了一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，属于飞行器颤振试验技术领域。将机翼分为翼梁+肋板结构与蒙皮+缘条结构，分别进行刚度等效设计：将机翼的翼梁与肋板等效为模型的翼梁与肋板，将机翼的蒙皮与缘条等效为模型的蒙皮。测量对应的结构刚度后，缩比得到设计刚度，确定模型的几何参数；之后考虑加工性对模型结构进行调整，增加配重与填充材料；对模型进行刚度与模态分析，并调增结构直到刚度与模态满足要求，得到最终颤振模型。CN116029045ACN116029045A权利要求书1/1页1.一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，其特征在于，依据机翼真实结构的外形数据，确定机翼上梁、肋板、缘条的位置分布，将机翼的翼梁和肋板、蒙皮和缘条分别作为整体，测量翼梁+肋板和蒙皮+缘条两部分不同位置的刚度；根据翼梁+肋板和蒙皮+缘条两部分不同位置的刚度数据，通过刚度等效确定颤振模型翼梁+肋板和蒙皮对应位置的截面惯性矩；根据颤振模型上翼梁+肋板部分的截面惯性矩确定翼梁+肋板结构的几何尺寸；根据颤振模型上蒙皮的截面惯性矩确定蒙皮对应结构的几何尺寸；在翼梁、肋板与蒙皮之间的设置填充材料并增加配重，得到颤振模型。2.根据权利要求1所述的小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，其特征在于，所述根据翼梁+肋板和蒙皮+缘条两部分不同位置的刚度数据，通过刚度等效确定颤振模型翼梁+肋板和蒙皮对应位置的截面惯性矩的步骤中，通过下式确定颤振模型翼梁+肋板结构上相应位置的截面惯性矩：I1＝E01I01/KEIE1其中，I1为颤振模型的翼梁+肋板结构的截面惯性矩，E01为真实机翼翼梁+肋板结构的材料弹性模量，I01为真实机翼的翼梁+肋板结构的截面惯性矩，KEI为真实结构与颤振模型的刚度比，E1为颤振模型翼梁+肋板的材料弹性模量，颤振模型中翼梁+肋板选用同种材料。3.根据权利要求1所述的小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，其特征在于，所述根据翼梁+肋板和蒙皮+缘条两部分不同位置的刚度数据，通过刚度等效确定颤振模型翼梁+肋板和蒙皮对应位置的截面惯性矩的步骤中，通过下式确定颤振模型蒙皮结构上相应位置的截面惯性矩：I2＝E02I02/KEIE2其中，I2为颤振模型的蒙皮结构的截面惯性矩，E02为真实机翼蒙皮结构的材料弹性模量，I02为真实机翼蒙皮+缘条结构的截面惯性矩，KEI为真实结构与颤振模型的刚度比，E2为颤振模型蒙皮的材料弹性模量。4.根据权利要求1所述的小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，其特征在于，该设计方法还包括：根据颤振模型加工工艺，对材料与结构进行调整，所述调整包括：调整翼梁肋板结构的几何尺寸、蒙皮的厚度。5.根据权利要求4所述的小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，其特征在于，该设计方法还包括：对颤振模型进行刚度分析与模态分析，验证刚度矩阵与模态特征是否满足要求，若满足要求则得到颤振模型，若不满足要求则重新对材料与结构进行调整。6.根据权利要求1所述的小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，其特征在于，所述小展弦比机翼高速颤振模型的展弦比小于2。7.一种小展弦比机翼高速颤振模型，其特征在于，通过权利要求1至6之一所述的小展弦比机翼高速颤振模型设计方法确定。2CN116029045A说明书1/3页一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法技术领域[0001]本发明属于飞行器颤振试验技术领域，特别涉及一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法。背景技术[0002]颤振问题是部分飞行器结构强度必须面对的问题之一，除进行仿真计算，风洞试验也是了解颤振特性的重要手段。对于大型飞行器，做全尺寸风洞试验，无论从成本到风洞能力到技术难度等多方面都难以实现，所以多数的颤振风洞试验是通过用颤振模型进行吹风实现的。为了真实模拟结构的结构动力学特性，通常颤振模型需要模拟真实结构的刚度特性、质量特性。与大展弦比机翼相比，小展弦比(展弦比小于2)机翼的弯扭耦合特征明显，无明确的刚度轴，对于刚度的模拟更加困难。发明内容[0003]为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，提供了一种小展弦比机翼高速颤振模型设计方法，解决颤振模型准确模拟小展弦比机翼刚度特性的问题。[00