一种两自由度机翼的颤振边界预测方法

一种两自由度机翼的颤振边界预测方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及颤振边界预测技术领域，具体设及一种两自由度机翼的颤振边界预测 方法。
【背景技术】
[0002] 颤振是弹性体在气流中发生的不稳定振动现象，颤振可使飞行器结构在很短时间 内破坏。在飞行器设计定型阶段必须要掌握其颤振特性，确保飞行包线内不会发生颤振。因 此，发展一种准确、可靠的颤振边界预测方法对于飞行器设计非常重要。
[0003] 速度-阻巧比法是传统的颤振预测方法，但此方法的颤振判据是阻巧比，然而，由 于测量过程中的噪声会很大影响阻巧比估计的准确性，并且对于爆发型颤振，阻巧比在靠 近颤振边界时突然骤减，因此用速度阻巧比法预测颤振边界具有很大的局限性，会增大试 验风险性。
[0004] 普通振动试验可W采取主动激励获取系统的频响函数，风洞试验因受模型尺寸和 结构限制，不便用主动激励方式获取频响函数。因而使用素流自然激励方式，素流激励可近 似看成白噪声激励，该样的风洞试验信号可W用自回归滑动平均（ARMA)模型表示，并且系 统的特征方程系数可用AR项表示，通过求特征方程根就可计算出系统模态参数（频率和阻 巧比）。此外自回归（AR)项与系统稳定性有关，对机翼响应信号分析并求解出系统的AR项 系数可构造系统稳定性参数和颤振判据，从而评估系统的稳定性状态，并预测颤振边界。

【发明内容】

[000引发明目的；为了解决现有技术中，速度-阻巧比无法较早预测两自由度机翼颤振 边界的问题，本发明通过识别机翼响应信号的AR项系数，并用来构造颤振判据，对颤振判 据与风速进行二次拟合外推，能在较低风速下获得一定精度的颤振边界。
[000引技术方案；一种两自由度机翼的颤振边界预测方法，其特征在于，该方法包括W下 步骤：
[0007] 步骤1)设定待测风速为V。测得Vi下机翼的加速度响应信号，用带通滤波器滤掉 低频噪声和高频模态，保留信号中的颤振禪合两个模态；
[0008] 步骤2)用递推最小二乘法计算出步骤1)所得到的每个风速下机翼响应信号ARM 模型的AR项系数，将AR项系数设为{a。，a。a2,a3,aJ;
[0009] 步骤3)用步骤2)给出的AR项系数构造稳定性参数，根据稳定性准则进行判定：
[0010] G(l) = 1+ 曰 1+ 曰 2+ 曰 3+ 曰 4> 0
[001 1 ]G(_1) = 1_ 曰 1+ 曰 2_ 曰 3+ 曰 4〉0 [001引r(l) = 1+a4> 0，F_(1) = 1+a4> 0
[0013]r(3) =det狂巧）> 0
[0014]F_(3) =det狂-Y) > 0
[00巧]其中，
[0016]
[0017] 若在风速Vi下能满足W上所有方程式，则判定系统是稳定的，进行步骤4);如不 稳定，则说明发生颤振；
[0018] 步骤4)用步骤2)给出的AR项系数构造颤振边界判据，定义颤振边界判据F，计算 公式如下：
[0019]
[0020] 步骤5)计算不同风速Vi下的颤振判据F，用每个风速下得到的颤振判据F与风速 Vi进行二次函数拟合，通过曲线外推，当颤振判据F下降为零时的风速，即为颤振边界。
[0021] 有益效果；
[0022] 本发明能评估不同风速下机翼的气动弹性稳定性，能在较低风速下给出一定精度 的颤振边界，该能减少风洞试验的安全隐患。本发明利用颤振判据F预测的结果与用颤振 模态阻巧比预测的结果作对比，增加了预测结果的准确性和可靠性。
【附图说明】
[0023] 图1是风速为60m/s机翼的响应信号；
[0024] 图2是风速为60m/s时的系统AR项系数的识别结果；
[00巧]图3是风速为60m/s时机翼的阻巧比识别结果；
[0026] 图4是风速为60m/s时机翼的固有频率识别结果；
[0027] 图5是风速为70m/s的颤振边界预测结果；
[002引图6是风速为120m/s的颤振边界预测结果；
[0029] 图7是实施例的速度-阻巧比和速度-频率图
【具体实施方式】
[0030] 下面结合附图对本发明做更进一步的解释。一种两自由度机翼的颤振边界预测方 法，其特征在于，该方法包括W下步骤：
[0031] 步骤1)设定待测风速为V。测得Vi下机翼的加速度响应信号，用带通滤波器滤掉 低频噪声和高频模态，保留信号中的颤振禪合两个模态；
[0032] 步骤2)用递推最小二乘法计算出步骤1)所得到的每个风速下机翼响应信号ARM 模型的AR项系数，将AR项系数设为{a。，a。a2,a3,aJ;
[0033] 步骤3)用步骤2)给出的AR项系数构造稳定性参数，根据稳定性准则进行判定：
[0034] G(l) = 1+曰 1+曰 2+曰 3+曰 4> 0 [00；35]G(_1) = 1_ 曰 1+ 曰 2_ 曰 3+ 曰 4〉0
[0036] r(l) = 1+a4> 0，F_(1) = 1+a4> 0
[0037] r(3) = det狂巧）>0
[0038]F_(3) =det狂-Y) > 0 [003引其中，
[0040]
[0041] 若在风速Vi下能满足W上所有方程式，则判定系统是稳定的，进行步骤4);如不 稳定，则说明发生颤振；
[0042] 步骤4)用步骤2)给出的AR项系数构造颤振边界判据。定义颤振边界判据F，计 算公式如下：
[0043]
[0044] 步骤5)计算不同Vi下的颤振判据F，用每个风速下得到的颤振判据F与风速Vi进 行二次函数拟合，通过曲线外推，当颤振判据F下降为零时的风速，即为颤振边界。
[004引实施例：
[0046] 本发明的颤振预测方法如下，W风速60m/s为例：
[0047] 建立机翼模型，用NASTRAN软件算出模型的颤振边界为149m/s作为参考值。
[004引测得60m/s机翼的响应信号如图1所示，从响应信号中估算的AR项系数如图2所 示，取迭代稳定后的估计值的均值，得a1= -0. 319 (理论值-0. 325)，a2= -0. 533 (理论 值-0.547)，a3=-0.305 (理论值-0.292)，《4=迅（理论值0.72)，计算出稳定性参数； G(l) = 0. 55,G(-l) = 1. 81，r(l) = 1. 72,r(3) = 0. 51，F-(3) = 0. 17,各项稳定性参数 均大于零，系统是稳定的。同时计算颤振边界判据；F= 2. 274。识别的模态参数分别如图 3和图4所示，可得到；n1= 0. 191 (理论值0. 189)，《1= 42. 6細Z(理论值41. 97Hz) ;n2 =0. 031 (理论值 0. 032)，《2= 227. 57Hz(理论值 227. 87Hz)。
[0049]W此类推得到风速分别为62, 64, 66, 68, 70m/s时机翼的各项稳定性参数、颤振 判据F和模态参数，对该6个风速下的F与风速进行二次曲线拟合，如图5所示预测颤 振速度为154. 52m/s，而实际颤振边界为149m/s，误差+3. 7 %。增大风速加载，分别对 110, 112, 114, 116, 118, 120m/s六个风速与F进行二次曲线拟合，如图6所示，预测的颤振速 度为146. 73m/s，误差-1.5%，增大外推时的风速，可提高精度，但精度提高的不明显，因此 用低风速预测的颤振边界，就能给试验设计人员一可靠的参考值。
[0050] 由图5可看出判据F在接近颤振边界（140m/s)时候下降速率增加，该导致用较低 外推风速预测的颤振速度偏大，用较高的外推风速预测的颤振速度偏小。因此颤振速度就 在两者之间，若取两预测风速的平均值150. 6m/s，作为预测结果，可明显提高预测精度。
[0051] 而用传统的速度阻巧比法预测的颤振风速如图7所示，预测的颤振速度为 149. 5m/s，与用颤振边界判据F预测的结果相吻合，然而危险模态阻巧比只有在靠近颤振 边界140m/s后才有下降趋势。因此在该风速之前无法预测颤振边界，该让风洞试验存在很 大的安全隐患。
[0052] 本发明针对两自由度机翼，能在较低风速下得到一有较高精度的颤振边界，克服 了传统的速度阻巧比法预测颤振边界的弊端，提高了试验的安全性与可靠性。
[0053]W上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人 员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可W做出若干改进和润饰，该些改进和润饰也应 视为本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种两自由度机翼的颤振边界预测方法，其特征在于，该方法包括以下步骤： 1) 设定待测风速为Vi，测得风速Vi下机翼的加速度响应信号，用带通滤波器滤掉低频 噪声和高频模态，保留信号中的颤振耦合两个模态； 2) 用递推最小二乘法计算出步骤1)所得到的每个风速下机翼响应信号ARMA模型的 AR项系数，将AR项系数设为{ α。，α α 2, α 3, a J ; 3) 用步骤2)给出的AR项系数构造稳定性参数，根据稳定性准则进行判定： G(I) = 1+α1+α2+α3+α4>〇 G (_1) = 1_ a J+ α 2_ α 3+ α 4〉〇 F+(I) = 1+ α 4> 〇, F _(1) = 1+ α 4> 〇 F+ (3) = det (X+Y) > O Γ (3) = det (X-Y) > O 其中，若在风速Vi下能满足以上所有方程式，则判定系统是稳定的，进行步骤4);如不稳定， 则说明发生颤振； 4) 用步骤2)给出的AR项系数构造颤振边界判据，定义颤振边界判据F，计算公式如 下.5) 计算不同风速Vi下的颤振判据F，用每个风速下得到的颤振判据F与风速V i进行二 次函数拟合，通过曲线外推，当颤振判据F下降为零时的风速为颤振边界。
【专利摘要】本发明公开了一种两自由度机翼的颤振边界预测方法，该方法包括以下步骤：测得待测风速下机翼的加速度响应信号，用带通滤波器滤掉低频噪声和高频模态，保留信号中的颤振耦合两个模态，用递推最小二乘法计算出每个风速下机翼响应信号ARMA模型的AR项系数，根据稳定性准则进行判定，计算不同风速下的颤振判据，用每个风速下得到的颤振判据与风速进行二次函数拟合，通过曲线外推，当颤振判据F下降为零时的风速，即为颤振边界。本发明能评估不同风速下机翼的气动弹性稳定性，能在较低风速下给出一定精度的颤振边界，这能减少风洞试验的安全隐患。本发明利用颤振判据F预测的结果与用颤振模态阻尼比预测的结果作对比，增加了预测结果的准确性和可靠性。
【IPC分类】G06F19/00
【公开号】CN104881585
【申请号】CN201510320937
【发明人】周丽, 杨秉才, 李扬
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年6月11日