阵风风洞试验与外场飞行试验天地相关性构建方法及系统与流程

本发明涉及一种阵风风洞试验与外场飞行试验天地相关性构建方法及系统，属于飞行器气动弹性试验。

背景技术：

1、飞机飞行的大气环境并不总是平稳的气流，而存在着各种各样的扰动。“阵风”（也称为“突风”）是大气扰动的一种表现形式，它是指风速和风向在短时间内发生突然变化，这种变化通常是由天气条件（如雷暴、锋面等）或地形效应（如山地、建筑等）引起的。

2、飞机在大气中飞行不可避免地会受到阵风的影响。阵风会突然改变飞机的空速和攻角，导致升力分布变化，由此带来附加的气动载荷；阵风可能引起飞机的俯仰、滚转和偏航运动，导致飞行姿态失控；阵风作为外激励，通常会激发飞机结构的弹性模态，引起附加的弹性振动和结构载荷，降低机翼、机体结构的疲劳寿命。大展现比飞机机翼翼载荷较小，结构弹性频率较低，受阵风影响尤其显著。此外，阵风引发的颠簸会降低机上人员的乘座舒适性，严重时导致人员受伤，并影响驾驶员的操纵，危及飞行安全。已有研究表明，人体对1hz左右的低频振动比较敏感，在垂直振动过载超过0.2g时，就难以判读仪表；超过0.5g并持续几分钟后，驾驶员将感觉烦躁不安、操纵困难。近年来，由阵风或大气紊流引发的航空事故和事件屡有发生。

3、阵风频繁引起事故，为保证飞行安全和改善乘客舒适性，对民机开展阵风研究必不可少。

4、目前，为预测阵风对飞行器的影响，通常采用加工气动弹性缩比模型开展阵风风洞试验，再将风洞试验响应数据外推至真实全尺寸飞行状态，完成载荷预示与控制律验证。

5、现有阵风试验天地相关性技术存在五大核心缺陷，本质是未建立定量、完整的风洞—飞行数据转换关系：

6、1.传统风洞模型试验采用固定支撑约束，刚体沉浮、俯仰、滚转模态被锁死，无法复现真实飞行刚弹耦合运动，风洞刚体响应与飞行状态完全脱节；

7、2.常规阵风发生器输出流场展向均匀度差，阵风空间分布与真实大气湍流存在显著偏差，缺少标准化阵风场不均匀度向真实飞行湍流的转换修正公式；

8、3.未建立综合风洞试验雷诺数效应、模型几何尺度、支撑系统附加刚度、风洞洞壁干扰、模型舵机伺服延迟等多耦合影响因素的修正方法，大多仅做单一修正，更无多因素耦合转换模型，导致风洞试验数据外推至飞行数据误差高达20%~30%；

9、4.缺少刚弹模态频域映射转换关系，风洞缩比模型与飞行试验飞机各阶弹性模态、刚体模态幅值、相位无定量换算关系，无法实现频域阵风响应精准转换；

10、5.阵风减缓控制律无标准化风洞—飞行增益转换公式，风洞验证有效的控制律直接装机后减缓效果大幅衰减，无法完成控制律天地移植，大幅增加飞行试验迭代成本与适航认证风险。

11、综上，现有技术无法实现阵风风洞试验数据向真实飞行状态定量、高精度转换，亟需一套包含完整相似准则、模态映射转换、多效应耦合修正、控制律增益换算的天地相关性构建方法。

技术实现思路

1、本发明旨在解决现有技术无法实现阵风风洞试验数据向真实飞行状态定量、高精度转换难题，提出一种阵风风洞试验与外场飞行试验天地相关性构建方法及系统。

2、本发明的技术方案：

3、一种阵风风洞试验与外场飞行试验天地相关性构建方法，包括如下步骤：

4、s1、基于相似准则设计刚弹耦合缩比模型，确定风洞缩比模型与真实飞行器之间的基础转换参数，所述基础转换参数至少包括几何缩比系数、速度缩比系数、密度缩比系数、质量缩比系数、阻尼缩比系数、模态频率转换系数、气动力转换系数和模态刚度转换系数，并设置刚弹解耦约束条件，使模型刚体模态频率低于一阶弹性模态频率的三分之一；

5、s2、搭建多自由度模型支撑系统，确定支撑附加刚度，并基于支撑附加刚度与模型与支撑总等效刚度计算支撑干扰修正系数，用于抵消支撑刚度带来的响应衰减；

6、s3、利用宽频带阵风发生器构建均匀阵风场，建立风洞展向阵风分布模型，并根据展向平均阵风速度与中心截面阵风速度的比值计算阵风非均匀修正系数；

7、s4、开展风洞开环阵风试验或闭环阵风试验，同步采集阵风速度时程、翼根弯矩、翼尖加速度、重心法向过载、飞行器姿态角以及舵机控制指令中的一种或多种原始时域数据；

8、s5、对所述原始时域数据以及对应飞行试验响应数据进行傅里叶变换，获得风洞频域响应谱和飞行频域响应谱，并基于模态辨识建立风洞-飞行响应的频域映射转换函数；

9、s6、基于所述频域映射转换函数，并结合雷诺数修正系数、几何尺度效应修正系数、支撑干扰修正系数、洞壁干扰修正系数、阵风非均匀修正系数以及舵机延迟转换修正系数，建立风洞响应向飞行响应转换的多因素耦合非线性转换模型；

10、s7、基于所述频域映射转换函数、阵风非均匀修正系数以及舵机延迟转换修正系数，计算控制增益转换系数，并将风洞阵风减缓控制指令转换为飞行器控制指令；

11、s8、利用外场飞行试验响应数据对所述多因素耦合非线性转换模型中的转换系数进行迭代校准，形成模型阵风风洞试验与外场飞行试验的天地相关性数据库。

12、具体地，步骤s1中，所述几何缩比系数为：

13、；

14、所述速度缩比系数为：

15、；

16、所述密度缩比系数为：

17、；

18、所述质量缩比系数为：

19、；

20、所述模态频率转换系数为：

21、；

22、所述气动力转换系数为：

23、=；

24、所述模态刚度转换系数为：

25、=；

26、其中，l为飞行器特征长度，flight为真实全尺寸飞机，model为风洞缩比模型，v为飞行速度，ρ为大气密度，m为质量，为频率。

27、具体地，步骤s2中，阻尼比为：

28、；

29、其中，c为阻尼系数、m为质量、为角频率；

30、风洞缩比模型与真实飞行器之间的阻尼系数比为：

31、，

32、在阻尼完全相似条件下：

33、=，

34、则阻尼系数比为：

35、，

36、所述刚弹解耦约束条件为：

37、≤；

38、其中，为模型运动的刚体模态频率，为模型运动的弹性体模态频率。

39、具体地，步骤s2中，所述支撑附加刚度满足：

40、≤10%；

41、所述支撑干扰修正系数为：

42、；

43、其中，为支撑附加刚度，为机翼一阶弯曲刚度，为模型与支撑总等效刚度之和。

44、具体地，步骤s3中，所述风洞展向阵风分布模型为：

45、；

46、其中，为阵风峰值速度，b为模型翼展，y为展向坐标，n为展向分布因子；

47、所述阵风非均匀修正系数为：

48、，

49、所述展向分布因子n取值2~4，风洞模型安装中心截面阵风展向均匀度≥75%。

50、具体地，步骤s5中，对风洞及飞行时域响应做傅里叶变换得到频域响应谱包括如下步骤：

51、s51、对原始时域信号进行预处理；

52、s52、采用快速傅里叶变换生成复数频域响应谱；

53、s53、进行分模态峰值提取，并划分模态频带区间；

54、基于模态辨识建立风洞响应至飞行响应的频域映射转换函数包括如下步骤：

55、s54、进行频域模态参数辨识；

56、s55、求解单模态幅值转换比；

57、s56、求解单模态相位补偿量；

58、s57、根据各单模态幅值转换比和相位补偿量组装分模态频域映射转换函数；

59、s58、对所述分模态频域映射转换函数进行全频带连续插值和平滑处理。

60、具体地，步骤s5中，所述频域映射转换函数为：

61、=；

62、其中，为天地频响传递函数，(ω)为风洞模型频域响应，为飞行模型频域响应，为模态幅值转换比，为模态相位补偿量，j为虚数单位，为角频率。

63、具体地，步骤s6中，所述多因素耦合转换模型为：

64、

65、其中，为雷诺数修正系数，为洞壁干扰修正系数，为舵机延迟转换修正系数，为几何尺度效应修正系数。

66、具体地，所述雷诺数修正系数为：

67、；

68、其中，j=0.1～0.2，n为雷诺数转换系数指数；

69、所述几何尺度效应修正系数为：

70、；

71、其中，p=0.1～0.2，p为尺度转换系数指数；

72、所述洞壁干扰修正系数为：

73、；

74、其中，为模型迎风面积，为风洞试验段截面积，为堵塞修正常数；

75、所述舵机延迟转换修正系数为：

76、；

77、其中，s为拉普拉斯算子，τ为天地总时延差；

78、所述天地总时延差为：

79、，

80、其中，为真机舵机-气动面作用距离，为模型对应距离。

81、一种阵风风洞试验与外场飞行试验天地相关性构建系统，用于执行上述的阵风风洞试验与外场飞行试验天地相关性构建方法，所述系统包括：

82、刚弹相似模型模块，用于基于相似准则计算风洞缩比模型与真实飞行器之间的基础转换参数；

83、多自由度支撑模块，用于计算支撑干扰修正系数；

84、宽频带阵风发生模块，用于计算阵风非均匀修正系数；

85、数据采集模块，用于同步采集风洞原始时域输入输出数据；

86、模态辨识模块，用于建立风洞响应至飞行响应的频域映射转换函数；

87、天地修正模块，用于根据多因素耦合转换模型输出等效飞行响应；

88、飞行校准模块，用于利用外场飞行试验响应数据迭代修正转换系数。

89、本发明的有益效果：

90、1．动力学参数转换精度高：相似准则与刚弹解耦约束，刚体/弹性模态可独立换算，支撑刚度干扰转换修正后附加刚度影响＜1%；

91、2．阵风激励等效转换：积分型阵风非均匀修正公式消除风洞流场与真实大气湍流差异，输入激励转换无系统偏差；

92、3．响应数据转换误差可控：整套耦合转换公式将翼根弯矩转换误差控制5%~8%，翼尖过载转换误差≤0.2g，远优于现有20%~30%误差水平；

93、4．控制指令完整转换移植：推导得到专用控制增益转换公式，风洞控制律无需重新迭代设计即可用于真机，减缓效果天地一致性误差≤8%；

94、5．标准化定量转换体系：全部换算关系均有明确数学推导公式，可固化为软件自动计算，降低试飞迭代次数与适航认证成本。