CN107512405A - 一种轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，包括如下步骤，使轻型飞机处于悬吊状态；确定并标记出飞机全机的重心位置和飞机左、右机翼的重心位置；确定上一步中三处重心位置所需施加重量的大小；对整机进行激励，测试刚体模态和弹性模态；在理论计算模型上按照在飞机上配重的位置和重量大小，施加相同的配重；对理论计算模型进行刚体模态和弹性模态特性计算；修正理论计算模型使其弹性模态特性直到满足精度要求；去掉在理论计算模型上施加的配重，然后重新计算刚体模态和弹性模态。本发明所提供的方法，可以得到有效的振动模态数据和理想的计算模型。

Description

一种轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法
技术领域
本发明属于飞机气动弹性设计领域，具体涉及一种轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法。
背景技术
振动模态数据是进行气动弹性稳定性分析和响应分析的基本数据，也是确认和修正计算模型的基础数据。对于轻型飞机，在重量过小的情况下，进行自由-自由边界条件下振动模态测试时无法给飞机施加激励力，因此无法利用相位共振法(目前公认的模态测试最有效的方法)得到有效的振动模态数据。
目前蓬勃发展的轻型飞机、以及各种固定翼无人机的发展趋势均是轻量化和小型化，在自由-自由边界条件下测试振动模态均存在难以有效激励的问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法，克服或减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
本发明的目的通过如下技术方案实现：一种轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，包括如下步骤，
步骤一：使轻型飞机处于悬吊状态；
步骤二：确定并标记出轻型飞机全机的重心位置和飞机左机翼、右机翼的重心位置；
步骤三：确定步骤二中三处重心位置所需施加重量的大小；
步骤四：对整个轻型飞机进行激励，测试刚体模态和弹性模态；
步骤五：在理论计算模型上按照在轻型飞机上配重的位置和重量大小，施加相同的配重；
步骤六：对理论计算模型进行刚体模态和弹性模态特性计算；
步骤七：修正理论计算模型使其弹性模态特性与步骤四模态数值一致；
步骤八：去掉在理论计算模型上施加的配重，然后重新计算刚体模态和弹性模态，以获得所需结果。
优选地是，所述步骤一中，所述轻型飞机通过弹性绳或者弹簧悬吊。
优选地是，所述步骤三中，所述轻型飞机全机重心位置处初始施加的配重为飞机总重的5％，所述飞机左机翼、右机翼重心位置处初始施加的配重为各自单机翼重量的5％，并且施加的顺序为先在飞机左机翼、右机翼的重心位置处同时施加，此时如不能满足激励要求，再在飞机全机重心位置处施加配重。
优选地是，所述步骤四中，当所述轻型飞机全机重心位置处按照飞机总重的5％、所述飞机左机翼、右机翼重心位置处按照各自单机翼重量的5％配重时，不能满足激励要求，以1％的重量梯度增加配重，然后进行激励测试。
本发明所提供的一种轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法的有益效果在于，在飞机重心和左右两边机翼的重心处施加一定的重量，从而增加飞机的重量和对重心的转动惯量，以此来测试得到飞机的模态特性。在理论计算模型中，相应的位置施加同样的质量，调整理论计算模型使其与飞机实测的模态特性一致，然后去除增加的质量，重新计算得到的模态特性即为飞机的模态特性，该方法可以得到有效的振动模态数据和理想的计算模型，使用起来快速便捷，并且准度更高。
附图说明
图1为本发明轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法的流程图；
图2为本发明悬吊轻型飞机全机重心位置时的示意图；
图3为本发明悬吊轻型飞机左、右机翼重心位置时的示意图。
附图标记：
1-轻型飞机全机的重心位置、2-飞机左机翼的重心位置、3-飞机右机翼的重心位置。
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轻型飞机振动模拟测试及数据使用方法做进一步详细说明。
如图1所示，一种轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，包括如下步骤。
步骤一：确认轻型飞机的状态，通过弹性绳或者弹簧使轻型飞机处于悬吊且稳定的状态。
步骤二：确定并标记轻型飞机全机的重心位置1、飞机左机翼的重心位置2、以及飞机右机翼的重心位置3，如图2和3所示。
步骤三：确定步骤二中三处重心位置所需施加重量的大小。选择在轻型飞机全机重心位置处施加飞机总重5％的配重，以及在飞机左机翼、右机翼的重心位置处也施加各自单机翼重量5％的配重。施加的顺序为先在飞机左、右机翼的重心位置处同时施加，此时如果不能满足激励要求，再在飞机全机重心位置处施加配重，反之能够满足激励要求，则不需要在飞机全机重心处施加配重，需要说明的是配重力求选择施加在飞机结构的承力结构处，并且配重要进行有效固定，防止后续激励时松动坠落。
步骤四：对整个轻型飞机进行激励。当轻型飞机全机重心位置处按照飞机总重的5％配重、飞机左、右机翼重心位置处按照各自单机翼重量的5％配重时，若不能满足有效激励，以1％的重量梯度增加配重，然后进行激励测试，直到可以有效激励为止。接着进行刚体模态和弹性模态的测试。
步骤五：在理论计算模型上按照在轻型飞机上配重的位置和重量大小，施加相同的配重。
步骤六：对理论计算模型进行振动模态特性计算，振动模态即刚体模态和弹性模态的统称。
步骤七：修正理论计算模型使其弹性模态特性与步骤四模态数值一致，以满足精度要求。
步骤八：去掉在理论计算模型上施加的配重，然后重新计算振动模态特性，以获得所需结果。此时计算模型的模态特性就代表了轻型飞机的振动模态特性。
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 (4)

1.一种轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，其特征在于，包括如下步骤，
步骤一：使轻型飞机处于悬吊状态；
步骤二：确定并标记出轻型飞机全机的重心位置和飞机左机翼、右机翼的重心位置；
步骤三：确定步骤二中三处重心位置所需施加重量的大小；
步骤四：对整个轻型飞机进行激励，测试刚体模态和弹性模态；
步骤五：在理论计算模型上按照在轻型飞机上配重的位置和重量大小，施加相同的配重；
步骤六：对理论计算模型进行刚体模态和弹性模态特性计算；
步骤七：修正理论计算模型使其弹性模态特性与步骤四模态数值一致；
步骤八：去掉在理论计算模型上施加的配重，然后重新计算刚体模态和弹性模态，以获得所需结果。
2.根据权利要求1所述的轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，其特征在于，所述步骤一中，所述轻型飞机通过弹性绳或者弹簧悬吊。
3.根据权利要求1所述的轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，其特征在于，所述步骤三中，所述轻型飞机全机重心位置处初始施加的配重为飞机总重的5％，所述飞机左机翼、右机翼重心位置处初始施加的配重为各自单机翼重量的5％，并且施加的顺序为先在飞机左机翼、右机翼的重心位置处同时施加，此时如不能满足激励要求，再在飞机全机重心位置处施加配重。
4.根据权利要求3所述的轻型飞机振动模态测试及数据使用方法，其特征在于，所述步骤四中，当所述轻型飞机全机重心位置处按照飞机总重的5％、所述飞机左机翼、右机翼重心位置处按照各自单机翼重量的5％配重时，不能满足激励要求，以1％的重量梯度增加配重，然后进行激励测试。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2019142440A (ja) * 2018-02-23 2019-08-29 本田技研工業株式会社 飛行状態検査システム、飛行状態検査方法及びプログラム
CN110207963A (zh) * 2019-05-29 2019-09-06 北京强度环境研究所 空气弹簧弹性支撑竖立结构自由-自由边界模拟装置
WO2021139837A3 (zh) * 2021-04-07 2022-02-10 郑州航空工业管理学院 一种用于飞机荷兰滚时机翼摇摆幅度测试装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60216240A (ja) * 1984-04-11 1985-10-29 Toshiba Corp 振動試験装置
KR20140140279A (ko) * 2013-05-29 2014-12-09 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기 미부 공력진동 예측시스템 및 그 제어방법
CN105843076A (zh) * 2016-03-31 2016-08-10 北京理工大学 一种柔性飞行器气动弹性建模与控制方法
CN105954000A (zh) * 2016-05-31 2016-09-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞行颤振模型
CN106092474A (zh) * 2016-05-31 2016-11-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼吊式发动机减振系统试验装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60216240A (ja) * 1984-04-11 1985-10-29 Toshiba Corp 振動試験装置
KR20140140279A (ko) * 2013-05-29 2014-12-09 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기 미부 공력진동 예측시스템 및 그 제어방법
CN105843076A (zh) * 2016-03-31 2016-08-10 北京理工大学 一种柔性飞行器气动弹性建模与控制方法
CN105954000A (zh) * 2016-05-31 2016-09-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞行颤振模型
CN106092474A (zh) * 2016-05-31 2016-11-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼吊式发动机减振系统试验装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
黄瑞泉等: "某型飞机地面振动试验支持方案设计", 《2015航空试验测试技术学术交流会论文集》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2019142440A (ja) * 2018-02-23 2019-08-29 本田技研工業株式会社 飛行状態検査システム、飛行状態検査方法及びプログラム
WO2019163523A1 (ja) * 2018-02-23 2019-08-29 本田技研工業株式会社 飛行状態検査システム、飛行状態検査方法及びプログラム
JP7044584B2 (ja) 2018-02-23 2022-03-30 本田技研工業株式会社 飛行状態検査システム、飛行状態検査方法及びプログラム
US11511890B2 (en) 2018-02-23 2022-11-29 Honda Motor Co., Ltd. Flight status inspection system, flight status inspection method, and non-transitory computer-readable recording medium storing program
CN110207963A (zh) * 2019-05-29 2019-09-06 北京强度环境研究所 空气弹簧弹性支撑竖立结构自由-自由边界模拟装置
CN110207963B (zh) * 2019-05-29 2021-01-05 北京强度环境研究所 空气弹簧弹性支撑竖立结构自由-自由边界模拟装置
WO2021139837A3 (zh) * 2021-04-07 2022-02-10 郑州航空工业管理学院 一种用于飞机荷兰滚时机翼摇摆幅度测试装置

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