CN110901943A - 飞行器支架的过载系数计算方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及航空技术领域，提供一种飞行器支架的过载系数计算方法和装置，所述方法包括：确定所述支架安装在所述飞行器上的区域；检测所述支架的受迫振动频率；根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度；根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数；以及根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。本发明的飞行器支架的过载系数计算方法和装置可以快速得到支架在随机振动中的过载系数。

Description

飞行器支架的过载系数计算方法和装置
技术领域
本发明涉及航空技术领域，特别涉及一种飞行器支架的过载系数计算方法和装置。
背景技术
在众多影响飞行器安全的因素当中，随机振动对飞行器的安全危害极大，任何系统安装支架的损坏都直接危及飞行器和乘客的安全。
目前，现有都是通过试验来评估随机振动对飞行器的影响。然而，振动试验耗时耗力，不能快速解决工程中遇到的实际问题，延长了飞行器设计研发的周期，增加了研发成本。
发明内容
有鉴于此，本发明旨在提出一种飞行器支架的过载系数计算方法和装置，以快速得到支架在随机振动中的过载系数。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
一种飞行器支架的过载系数计算方法，所述方法包括：确定所述支架安装在所述飞行器上的区域；检测所述支架的受迫振动频率；根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度；根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数；以及根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。
进一步地，所述根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数包括：
采用公式
Figure BDA0002251760700000021
计算所述支架的振动传递系数，其中，Q为所述支架的振动传递系数，f0为所述支架的受迫振动频率，fn为所述支架的固有频率，α为结构阻尼系数。
进一步地，根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数包括：
采用公式
Figure BDA0002251760700000022
计算所述支架的过载系数，其中，αlimit为所述支架的过载系数，ASD为所述功率谱密度，fn为所述支架的固有频率，Q为所述支架的振动传递系数。
进一步地，所述飞行器上的区域包括：机头加前机身的第一区域、前中机身加发动机短舱的第二区域、中后机身加机翼加尾段的第三区域以及垂平尾的第四区域。
进一步地，根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度包括：根据所述支架安装在所述飞行器上的区域确定所述支架的功率谱密度曲线；根据所述支架的功率谱密度曲线以及所述受迫振动频率，确定所述功率谱密度。
相对于现有技术，本发明所述的飞行器支架的过载系数计算方法具有以下优势：
首先确定所述支架安装在所述飞行器上的区域，接着检测所述支架的受迫振动频率，再接着根据所述支架的受迫振动频率以及所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度，然后根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数，最后根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。本发明飞行器支架的过载系数计算方法可以快速得到支架在随机振动中的过载系数，以便于进行后续的静强度分析，大幅缩短飞行器设计周期。
本发明的另一目的在于提出一种飞行器支架的过载系数计算装置，以快速得到支架在随机振动中的过载系数。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
一种飞行器支架的过载系数计算装置，所述装置包括：检测单元、功率谱密度确定单元、振动传递系数确定单元以及过载系数确定单元，其中，所述检测单元用于检测所述支架的受迫振动频率以及确定所述支架安装在所述飞行器上的区域；所述功率谱密度确定单元用于根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度；所述振动传递系数确定单元用于根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数；以及所述过载系数确定单元用于根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。
进一步地，所述振动传递系数确定单元用于：
采用公式
Figure BDA0002251760700000031
计算所述支架的振动传递系数，其中，Q为所述支架的振动传递系数，f0为所述支架的受迫振动频率，fn为所述支架的固有频率，α为结构阻尼系数。
进一步地，所述过载系数确定单元用于：
采用公式
Figure BDA0002251760700000041
计算所述支架的过载系数，其中，αlimit为所述支架的过载系数，ASD为所述功率谱密度，fn为所述支架的固有频率，Q为所述支架的振动传递系数。
进一步地，所述飞行器上的区域包括：机头加前机身的第一区域、前中机身加发动机短舱的第二区域、中后机身加机翼加尾段的第三区域以及垂平尾的第四区域。
进一步地，所述功率谱密度确定单元用于：根据所述支架安装在所述飞行器上的区域确定所述支架的功率谱密度曲线；根据所述支架的功率谱密度曲线以及所述受迫振动频率，确定所述功率谱密度。
所述飞行器支架的过载系数计算装置与上述飞行器支架的过载系数计算方法相对于现有技术所具有的优势相同，在此不再赘述。
本发明的其它特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施方式及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
在附图中：
图1是本发明一实施例提供的飞行器支架的过载系数计算方法的流程图；
图2是本发明一实施例提供的功率谱密度计算方法的流程图；
图3是本发明一实施例提供的飞行器分区示意图；
图4是本发明一实施例提供的功率谱密度曲线示意图；
图5是本发明一实施例提供的密度-高斯分布曲线示意图；
图6是本发明一实施例提供的飞行器支架的过载系数计算装置的结构示意图。
附图标记说明：
1 检测单元 2 功率谱密度确定单元
3 振动传递系数确定单元 \4 过载系数确定单元。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。
下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。
图1是本发明一实施例提供的飞行器支架的过载系数计算方法的流程图。如图1所示，所述方法包括：
步骤S11，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域；
具体地，本发明所指飞行器可以是螺旋桨类飞行器，飞行器可以分为4个区域，如图2所示，包括：机头加前机身的第一区域(图2中的①标记的区域)、前中机身加发动机短舱的第二区域(图2中的②标记的区域)、中后机身加机翼加尾段的第三区域(图2中的③标记的区域)以及垂平尾的第四区域(图2中的④标记的区域)。本发明假设支架位于第二区域(图2中的②标记的区域)，也就是前中机身加发动机短舱。
步骤S12，检测所述支架的受迫振动频率；
具体地，所述飞行器上的每个区域的受迫振动频率都不同，受迫振动频率可以直接通过检测得到，由于检测方式比较常见，在此不多赘述。
步骤S13，根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度；
具体地，针对每个区域，可以确定有不同的功率谱密度，具体功率谱密度确定方法如图3所示，所述方法包括：
步骤S31，根据所述支架安装在所述飞行器上的区域确定所述支架的功率谱密度曲线；
具体地，针对支架安装在飞行器上的区域，通过振动试验确定功率谱密度曲线，本发明实施例以第二区域(图2中的②标记的区域)为例，提供功率谱密度曲线如图4所示。
步骤S32，根据所述支架的功率谱密度曲线以及所述受迫振动频率，确定所述功率谱密度。
具体地，基于该功率谱密度曲线，可以带入检测得到的受迫振动频率，从而得到功率谱密度。
步骤S14，根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数；
具体地，可以采用以下公式计算所述支架的振动传递系数：
Figure BDA0002251760700000061
其中，Q为所述支架的振动传递系数，f0为所述支架的受迫振动频率，由振源引起振动，振源例如不稳定气流或发动机，fn为所述支架的固有频率，α为结构阻尼系数，结构阻尼系数可以根据支架的安装结构不同而不同，例如悬臂结构时α＝1％～3％、机加支架结构时α＝1％～2％、铆接或螺栓连接结构时α＝3％～10％。
步骤S15，根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。
具体地，首先，可以采用以下公式计算所述支架的中间过载系数：
Figure BDA0002251760700000062
其中，αrms为所述支架的中间过载系数，ASD为所述功率谱密度，fn为所述支架的固有频率，Q为所述支架的振动传递系数。
但是如图5所示的密度-高斯分布曲线(即概率密度函数)可知，通过上述公式计算出的支架的中间过载系数αrms，只包含了飞行器总飞行时间的68.3％(-1至1区域)，而3·αrms包含了飞行器总飞行时间的99.73％(-3至3区域)，可以认为3·αrms包含了飞行器整个运行时间所承受的随机振动，因此使用3乘以αrms最终得到支架的过载系数，即通过以下公式计算支架的过载系数：
Figure BDA0002251760700000071
其中，αlimit为所述支架的过载系数，ASD为所述功率谱密度，fn为所述支架的固有频率，Q为所述支架的振动传递系数。
在计算出支架的过载系数之后，可以用支架的过载系数做静强度分析，快速评估支架在随机振动载荷下的强度结果，大幅缩短飞行器设计周期，加快产品研发周期，减少大量支架的随机振动试验。
图6是本发明一实施例提供的飞行器支架的过载系数计算装置的结构示意图。如图6所示，所述装置包括：检测单元1、功率谱密度确定单元2、振动传递系数确定单元3以及过载系数确定单元4，其中，所述检测单元1用于检测所述支架的受迫振动频率以及确定所述支架安装在所述飞行器上的区域；所述功率谱密度确定单元2用于根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度；所述振动传递系数确定单元3用于根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数；以及所述过载系数确定单元4用于根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。
进一步地，所述振动传递系数确定单元3用于：
采用公式
Figure BDA0002251760700000081
计算所述支架的振动传递系数，其中，Q为所述支架的振动传递系数，f0为所述支架的受迫振动频率，fn为所述支架的固有频率，α为结构阻尼系数。
进一步地，所述过载系数确定单元4用于：
采用公式
Figure BDA0002251760700000082
计算所述支架的过载系数，其中，αlimit为所述支架的过载系数，ASD为所述功率谱密度，fn为所述支架的固有频率，Q为所述支架的振动传递系数。
进一步地，所述飞行器上的区域包括：机头加前机身的第一区域、前中机身加发动机短舱的第二区域、中后机身加机翼加尾段的第三区域以及垂平尾的第四区域。
进一步地，所述功率谱密度确定单元2用于：根据所述支架安装在所述飞行器上的区域确定所述支架的功率谱密度曲线检测所述支架安装在所述飞行器上的区域的受迫振动频率；根据所述支架的功率谱密度曲线以及所述受迫振动频率，确定所述功率谱密度。
上述飞行器支架的过载系数计算装置与上述飞行器支架的过载系数计算方法的实施例类似，在此不再赘述。
以上所述仅为本发明的较佳实施方式而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器支架的过载系数计算方法，其特征在于，所述方法包括：
确定所述支架安装在所述飞行器上的区域；
检测所述支架的受迫振动频率；
根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度；
根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数；以及
根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。
2.根据权利要求1所述的飞行器支架的过载系数计算方法，其特征在于，所述根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数包括：
采用公式
Figure FDA0002251760690000011
计算所述支架的振动传递系数，其中，Q为所述支架的振动传递系数，f0为所述支架的受迫振动频率，fn为所述支架的固有频率，α为结构阻尼系数。
3.根据权利要求1所述的飞行器支架的过载系数计算方法，其特征在于，根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数包括：
采用公式
Figure FDA0002251760690000012
计算所述支架的过载系数，其中，αlimit为所述支架的过载系数，ASD为所述功率谱密度，fn为所述支架的固有频率，Q为所述支架的振动传递系数。
4.根据权利要求1所述的飞行器支架的过载系数计算方法，其特征在于，所述飞行器上的区域包括：
机头加前机身的第一区域、前中机身加发动机短舱的第二区域、中后机身加机翼加尾段的第三区域以及垂平尾的第四区域。
5.根据权利要求1所述的飞行器支架的过载系数计算方法，其特征在于，根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度包括：
根据所述支架安装在所述飞行器上的区域确定所述支架的功率谱密度曲线；
根据所述支架的功率谱密度曲线以及所述受迫振动频率，确定所述功率谱密度。
6.一种飞行器支架的过载系数计算装置，其特征在于，所述装置包括：
检测单元、功率谱密度确定单元、振动传递系数确定单元以及过载系数确定单元，其中，
所述检测单元用于检测所述支架的受迫振动频率以及确定所述支架安装在所述飞行器上的区域；
所述功率谱密度确定单元用于根据所述支架的受迫振动频率和所述支架安装在所述飞行器上的区域，确定所述支架安装在所述飞行器上的区域对应的功率谱密度；
所述振动传递系数确定单元用于根据所述支架的受迫振动频率、所述支架的固有频率以及结构阻尼系数计算所述支架的振动传递系数；以及
所述过载系数确定单元用于根据所述功率谱密度、所述支架的振动传递系数以及所述支架的固有频率计算所述支架的过载系数。
7.根据权利要求6所述的飞行器支架的过载系数计算装置，其特征在于，所述振动传递系数确定单元用于：
采用公式
Figure FDA0002251760690000031
计算所述支架的振动传递系数，其中，Q为所述支架的振动传递系数，f0为所述支架的受迫振动频率，fn为所述支架的固有频率，α为结构阻尼系数。
8.根据权利要求6所述的飞行器支架的过载系数计算装置，其特征在于，所述过载系数确定单元用于：
采用公式
Figure FDA0002251760690000032
计算所述支架的过载系数，其中，αlimit为所述支架的过载系数，ASD为所述功率谱密度，fn为所述支架的固有频率，Q为所述支架的振动传递系数。
9.根据权利要求6所述的飞行器支架的过载系数计算装置，其特征在于，所述飞行器上的区域包括：
机头加前机身的第一区域、前中机身加发动机短舱的第二区域、中后机身加机翼加尾段的第三区域以及垂平尾的第四区域。
10.根据权利要求6所述的飞行器支架的过载系数计算装置，其特征在于，所述功率谱密度确定单元用于：
根据所述支架安装在所述飞行器上的区域确定所述支架的功率谱密度曲线；
根据所述支架的功率谱密度曲线以及所述受迫振动频率，确定所述功率谱密度。
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