CN107505109A - 一种管路振动测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机的液压系统振动测试技术，特别涉及一种管路振动测试方法。管路振动测试方法包括：在样本飞机上的样本管路上粘贴振动传感器及应变片；在所述样本管路上设置荧光锡箔、定位夹具，同时设置激光测振仪；在发动机开车状态下，采集振动加速度数据及应变数据，同时，测试振动参数；选取样本飞机的数量为多个，重复上述步骤；计算振动加速度数据和应变数据与振动参数的映射关系，且取预定的分散系数；在待测待测管路上使用激光测振仪进行测试，从而反推出待测管路真实的振动加速度及应变。本发明的管路振动测试方法，可行性强，操作简单，测试效率高且测试结果准确，能够克服常规方法由于安装传感器不便导致测试困难、工作量大的问题。

Description

一种管路振动测试方法

技术领域

本发明涉及飞机的液压系统振动测试技术，特别涉及一种管路振动测试方法。

背景技术

飞机的液压系统是飞机的动力源，起落架的收放及各舵面的偏转都离不开液压系统，液压系统主要由液压泵、液压管路及管夹等各种附件组成。

运用过程中，会由于液压泵的品质以及管路的铺设带来液压系统的振动问题。振动水平的大小直接影响了飞机管路及其附着结构的寿命。因此，准确获取管路系统的振动量值尤为重要，这些振动参数主要包括振动加速度及动态应变。

目前，获取振动加速度与动态应变最直接的方法就是将测试传感器及应变片安装到相应的位置，直接进行参数测量。安装方式包括螺栓连接或用高强度胶粘接。但是，有的液压管路所处的位置粘接空间特别狭小，给传感器的安装带来了很大的不便，即便安装好拆除时传感器也有掉落到发动机舱内的危险。因此急需一种便捷的安全性高的测试方法。

发明内容

本发明的目的是提供了一种管路振动测试方法，以至少解决现有液压系统管路振动测试方法存在的一个问题。

本发明的技术方案是：

一种管路振动测试方法，包括如下步骤：

步骤一、在样本飞机上的样本管路上粘贴振动传感器及应变片；

步骤二、在所述样本管路上粘贴荧光锡箔，并在所述荧光锡箔处的所述样本管路上安装定位夹具，同时在相距预定距离处固定安装激光测振仪；其中，所述定位夹具上面向所述激光测振仪的一端开设有两个孔，所述激光测振仪的激光束能够穿过所述两个孔对准所述荧光锡箔；

步骤三、在所述样本飞机的发动机开车状态下，用数采仪器采集所述振动传感器及应变片的数据(振动加速度数据及应变数据)，同时，用所述激光测振仪测试所述样本管路的振动参数，并传达至所述数采仪器；

步骤四、选取所述样本飞机的数量为多个，且对每一个所述样本飞机采用进行一次所述步骤一至步骤三，并记录各个所述样本飞机对应的数据和振动参数；

步骤五、计算所述振动传感器和应变片的数据与所述激光测振仪测得振动参数的映射关系，且取预定的分散系数，作为飞机种群的不确定系数；

步骤六、在待测飞机上的相同位置处的待测管路上进行步骤二的设置，再在所述待测飞机的发动机开车状态下，使用所述激光测振仪进行测试，从而根据步骤五得到的映射关系及分散系数，反推出所述待测管路真实的振动加速度及应变。

可选的，所述样本飞机的数量大于5个

发明效果：

本发明的管路振动测试方法，可行性强，操作简单，测试效率高且测试结果准确，能够克服常规的振动及应变测试方法在狭隘空间内粘贴传感器不方便，从而导致测试困难、工作量大的问题。

附图说明

图1是本发明管路振动测试方法的测试原理图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。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。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图1对本发明管路振动测试方法做进一步详细说明。

本发明提供了一种管路振动测试方法，包括如下步骤：

步骤一、在样本飞机上的样本管路11上粘贴振动传感器及应变片；其中，振动传感器及应变片均可以采用已知的多种适合的结构，还可以包括配套使用的数采仪器5，另外，其具体测试方法也可以采用已知的方法，此处不再赘述。

步骤二、在所述样本管路11上粘贴荧光锡箔3，并在所述荧光锡箔3处的所述样本管路11上安装定位夹具2，同时在相距预定距离处固定安装激光测振仪4；其中，所述定位夹具2上面向所述激光测振仪4的一端开设有两个孔，所述激光测振仪4的激光束能够穿过所述两个孔对准所述荧光锡箔3。其中，定位夹具2上两个孔的设计是确保激光束能够垂直样本管路11的轴线，打到荧光锡箔3上，确保激光束能够返回激光测振仪4。

激光测振仪4可以固定在地面或安装在悬空的平台上，并且，其安装的位置以及距管路的预定距离是需要根据样本管路11(测试管路12)的位置以及定位夹具2的位置确实，保证激光束可以通过固定夹具的两个孔对准荧光锡箔3即可。

步骤三、在所述样本飞机的发动机开车状态下，用数采仪器5采集所述振动传感器及应变片的数据(振动加速度数据及应变数据)，同时，用所述激光测振仪4测试所述样本管路11的振动参数，并传达至所述数采仪器5。

步骤四、选取所述样本飞机的数量为多个，且对每一个所述样本飞机采用进行一次所述步骤一至步骤三，并记录各个所述样本飞机对应的数据和振动参数。

步骤五、计算所述振动传感器和应变片的数据与所述激光测振仪4测得振动参数的映射关系，且取预定的分散系数，作为飞机种群的不确定系数，具体方法可以采用已知的多种适合的计算方法，不再赘述。因为管路的振动总是符合线性系统理论，所以振动传感器和应变测得的数据可以和激光测得的物理量形成一定的映射关系；并且，理论上测试飞机数量越多，后期数据的置信度越高。因此，本实施例中进一步优选样本飞机的数量大于5个。

步骤六、在待测飞机上的相同位置处的待测管路12上进行步骤二的设置，再在所述待测飞机的发动机开车状态下，使用所述激光测振仪4进行测试，从而根据步骤五得到的映射关系及分散系数，反推出所述待测管路12真实的振动加速度及应变。

本发明的管路振动测试方法，可行性强，操作简单，测试效率高且测试结果准确，能够克服常规的振动及应变测试方法在狭隘空间内粘贴传感器不方便，从而导致测试困难、工作量大的问题。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.一种管路振动测试方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、在样本飞机上的样本管路上粘贴振动传感器及应变片；

步骤二、在所述样本管路上粘贴荧光锡箔，并在所述荧光锡箔处的所述样本管路上安装定位夹具，同时在相距预定距离处固定安装激光测振仪；其中，所述定位夹具上面向所述激光测振仪的一端开设有两个孔，所述激光测振仪的激光束能够穿过所述两个孔对准所述荧光锡箔；

步骤三、在所述样本飞机的发动机开车状态下，用数采仪器采集所述振动传感器及应变片的数据(振动加速度数据及应变数据)，同时，用所述激光测振仪测试所述样本管路的振动参数，并传达至所述数采仪器；

步骤四、选取所述样本飞机的数量为多个，且对每一个所述样本飞机采用进行一次所述步骤一至步骤三，并记录各个所述样本飞机对应的数据和振动参数；

步骤五、计算所述振动传感器和应变片的数据与所述激光测振仪测得振动参数的映射关系，且取预定的分散系数，作为飞机种群的不确定系数；

步骤六、在待测飞机上的相同位置处的待测管路上进行步骤二的设置，再在所述待测飞机的发动机开车状态下，使用所述激光测振仪进行测试，从而根据步骤五得到的映射关系及分散系数，反推出所述待测管路真实的振动加速度及应变。

2.根据权利要求1所述的管路振动测试方法，其特征在于，所述样本飞机的数量大于5个。