CN110949689B - 一种飞机全动平尾旋转模态测量方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，首先采用相位分离技术识别全动平尾旋转模态的初始无量纲频率，而后在此频率附近采用相位共振模态提取技术，并通过从小到大逐步加大激振力，获取全动平尾旋转模态的力频曲线；在获取全动平尾旋转模态的力频曲线时，激振力的力以合力矩M处理；本发明可以更完整地考虑摩擦和间隙对全动平尾旋转模态的非线性影响，以本发明测得的全动平尾旋转模态力频曲线作为平尾颤振计算的输入，可使得颤振计算考虑的更为全面合理，有效保证飞机的颤振安全。

Description

一种飞机全动平尾旋转模态测量方法
技术领域
本发明涉及飞机结构动力学试验技术领域，尤其涉及一种飞机全动平尾旋转模态测量方法。
背景技术
地面振动模态试验(GVT)是获取飞机结构动力学特性一种关键试验技术手段，GVT结果可作为飞机结构动力学仿真和颤振特性计算的重要输入。对采用全动平尾的作战飞机，平尾旋转模态通常是影响其颤振特性的主要模态，在GVT中如何准确获取平尾旋转模态特性是确保飞机颤振安全的关键。但全动平尾转轴与机体的连接为非线性连接，其旋转模态特性主要受摩擦和间隙的综合影响，模态频率随激振力大小通常会有显著的变化，现有的平尾旋转模态试验方法：一是基于相位分离模态提取技术，该方法的缺点是通常只能获取小力激振时的平尾旋转模态特性；二是基于相位共振的模态提取技术，该方法可以获取平尾旋转模态的力频曲线，但在计算激振力大小，各型号飞机的却无固定标准，不具有通用性，当主激振力点选取不合适时，可能会出现激振力不够，模态试验结果不能完全描述全动平尾旋转模态特性。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，以解决上述背景技术中的问题。
本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，首先采用相位分离技术识别全动平尾旋转模态的初始无量纲频率，而后在此频率附近采用相位共振模态提取技术，并通过从小到大逐步加大激振力，获取全动平尾旋转模态的力频曲线；在获取全动平尾旋转模态的力频曲线时，激振力的力以合力矩M处理。
在本发明中，设置有多个用于获取激振力的激振器，且激振器力作用点到全动平尾转轴线的垂向距离l，激振器通过数据采集卡力信号通道在计算机上实时获取激振力F。
在本发明中，合力矩M计算公式为：
Figure BDA0002307313820000011
式(1)中，Fi为激振器i提供的激振力，li为激振器i力作用点到全动平尾转轴垂向距离，n为激振器的个数。
在本发明中，全动平尾旋转模态的初始无量纲频率为
Figure BDA0002307313820000021
在本发明中，激振力所应提供的最大激振合力矩M值判据为：靠近全动平尾前缘的加速度值在20G～30G，优选地，全动平尾旋转频率最后趋于稳定的两个频率值相差不大于0.1Hz，稳定值个数≥3个点。
在本发明中，合力矩M的力频曲线具有唯一性，且最后的加速度值为 24.0，满足加速度范围。
有益效果：本发明可以更完整地考虑摩擦和间隙对全动平尾旋转模态的非线性影响，以本发明测得的全动平尾旋转模态力频曲线作为平尾颤振计算的输入，可使得颤振计算考虑的更为全面合理，有效保证飞机的颤振安全。
附图说明
图1为本发明的较佳实施例中的激振器获取激振力示意图。
图2为本发明的较佳实施例中的以激振力Fi为横坐标时全动平尾旋转模态力频曲线示意图。
图3为本发明的较佳实施例中的以激振合力矩 M为横坐标时全动平尾旋转模态力频曲线示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
如图1～图3所示的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，具体步骤如下：
采用编号为1、2、3、4共四个激振器获取激振力，四个激振器点到全动平尾转轴线的垂向距离分别为l1＝485mm、l2＝610mm、l3＝410mm、l4＝515mm，激振器通过数据采集卡力信号通道在计算机上实时获取激振力大小F1、F2、 F3、F4，在进行全动平尾模态试验时，首先采用相位分离技术识别全动平尾旋转模态的初始无量纲频率为f0＝1.0，而后在此频率附近采用相位共振模态提取技术，通过从小到大逐步加大激振力，获取全动平尾旋转模态的力频曲线；在获取全动平尾旋转模态的力频曲线时，力以合力矩M处理，合力矩M计算公式为：
Figure BDA0002307313820000031
式(1)中，Fi为激振器i提供的激振力，li为激振器i力作用点到全动平尾转轴垂向距离，n为激振器的个数；
激振力所应提供的最大激振合力矩M值判据为：靠近全动平尾前缘的加速度值在20G～30G，优选地，全动平尾旋转频率最后趋于稳定的两个频率值相差不大于0.1Hz，稳定值个数≥3个点；
表1给出全动平尾旋转模态频率随激振力力F1、F2、F3、F4以及本实施例中定义的合力矩M变化关系，如图2所示，以任意Fi(i＝1、2、3、4)定义的力频曲线不具有统一样式，当激振力不够时，不能获取完整的全动平尾旋转频率范围，如图3所示，以本实施例定义的合力矩M的力频曲线具有唯一性，且最后的加速度值a为24.0，满足本实施例定义的加速度范围(20G～30G)判据，全动平尾旋转模态频率最后趋于稳定的值具有3个，两两之间相差不超过0.1Hz，符合全动平尾颤振计算输入要求；
表1平尾旋转模态频率、激振力及合力矩 的关系
f<sub>1</sub>/f<sub>0</sub> F<sub>1</sub>(N) F<sub>2</sub>(N) F<sub>3</sub>(N) F<sub>4</sub>(N) M(N·m) a(G)
1.058 22.00 15.40 31.02 25.96 46.15 2.9
1.034 23.70 16.83 34.13 30.81 51.62 3.1
0.984 25.80 18.58 39.73 38.18 59.80 3.9
0.998 27.40 18.99 46.03 42.74 65.76 6.0
1.015 31.60 19.91 54.67 48.98 75.11 8.0
1.025 33.80 20.62 59.83 53.40 81.00 9.0
1.037 39.90 22.88 71.42 64.24 95.67 11.0
1.044 41.60 23.14 76.96 67.81 100.77 13.0
1.052 44.70 25.48 83.59 74.65 109.94 14.0
1.058 49.20 27.06 91.51 82.16 120.20 15.0
1.067 53.90 29.11 100.25 90.55 131.63 17.0
1.077 58.70 32.87 108.01 96.86 142.69 17.0
1.083 63.80 35.73 117.39 105.91 155.41 19.0
1.087 67.50 39.15 125.55 114.08 166.84 20.0
1.088 75.10 42.81 135.93 118.20 179.14 22.0
1.089 84.90 49.24 149.42 120.50 194.54 24.0
本实施例可更完整地考虑摩擦和间隙对全动平尾旋转模态的非线性影响，以本实施例测得的全动平尾旋转模态力频曲线作为平尾颤振计算的输入，可使得颤振计算考虑的更为全面合理，进而保证飞机的颤振安全。

Claims (8)

1.一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，首先采用相位分离技术识别全动平尾旋转模态的初始无量纲频率，而后在此频率附近采用相位共振模态提取技术，并通过从小到大逐步加大激振力，获取全动平尾旋转模态的力频曲线；在获取全动平尾旋转模态的力频曲线时，激振力的力以合力矩M处理。
2.根据权利要求1所述的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，设置有多个用于获取激振力的激振器。
3.根据权利要求2所述的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，激振器通过数据采集卡力信号通道在计算机上实时获取激振力F。
4.根据权利要求3所述的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，合力矩M计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
（1）
式（1）中，F i 为激振器i提供的激振力，l i 为激振器i力作用点到全动平尾转轴垂向距离，i为激振器的个数。
5.根据权利要求1所述的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，激振力所应提供的最大激振合力矩M值判据为：靠近全动平尾前缘的加速度值在20G~30G。
6.根据权利要求5所述的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，合力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE004
的力频曲线具有唯一性。
7.根据权利要求1所述的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，全动平尾旋转频率最后趋于稳定的两个频率值相差不大于0.1Hz。
8.根据权利要求7所述的一种飞机全动平尾旋转模态测量方法，其特征在于，稳定值个数≥3个点。
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