CN111426443B - 一种基于振动台的拦阻冲击试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，包括步骤：第一步，对于现有的阻尼正弦波，在阻尼正弦波的波形前面以及波形后面，分别增加预设的补偿波，获得已补偿的阻尼正弦波；第二步，将获得已补偿的阻尼正弦波作为振动试验波，然后传输给通用振动台；第三步，通用振动台向受试机载装备，通过施加所述振动试验波波形的载荷，对受试机载装备开展拦阻冲击试验。本发明通过在瞬态正弦波(即阻尼正弦波)的前后增加补偿波，实现对试验要求的加速度波形进行补偿，使得飞机上或飞机内的装备在进入正式冲击前达到要求的初速度，同时有效减少试验所要求的位移，从而实现能够在通用振动台上开展拦阻冲击试验，试验控制精度高，方便快捷，通用性较好。

Description

一种基于振动台的拦阻冲击试验方法

技术领域

本发明涉及拦阻冲击试验技术领域，特别是涉及一种基于振动台的拦阻冲击试验方法。

背景技术

拦阻冲击试验，用于模拟固定翼飞机在着舰时以大下沉速度着陆，并使用拦阻索进行快速减速，实现短距离滑行的情况，进而考核飞机上或飞机内的装备在承受拦阻着陆时的功能和结构的完好性。

根据GJB150.18A(2009军用装备实验室环境试验方法第18部分)中对于拦阻冲击的规定，当没有合适的现场测量数据时，可采用阻尼正弦波来模拟拦阻着陆过程，冲击加速度的时间历程一般简化为：持续时间为2s的阻尼正弦波。阻尼正弦波的波形的频率由给定飞机的结构分析和第一阶模态的频率综合确定，波形阻尼系数取为0.025，瞬态波的振幅(即阻尼正弦波的瞬态加速度波幅值A_m)由给定飞机的结构分析、第一阶模态的频率以及所考核装备在第一阶模态振型上所处的位置确定，为已知的数据。

冲击波形的公式，具体如下：

Y＝A_me^-ξωtsin(ωt)，0≤t≤Te；

其中，Y为阻尼正弦波加速度，A_m为阻尼正弦波的瞬态加速度波幅值，ξ为阻尼系数，一般取为0.025；Te为冲击波形有效持续时间，一般取为2s；e为自然指数，ω为试验圆频率。

针对上述拦阻冲击的模拟，目前，通常采用的试验方法有两种，具体如下：

第一种方法，是通过滑行加速装置，使受试机载装备在冲击前达到一定的速度，后续再通过波形发生装置实现瞬态正弦波(即阻尼正弦波)。这种方法，较为真实地模拟了实际的工况，但是，试验实施需要专门的特制设备，试验前需要根据不同的试验条件进行调试，波形调试繁琐，且较难开展非水平方向的冲击试验，从而导致试验周期较长，试验成本高；

第二种方法，通过对试验进行的波形进行高通滤波，以减少试验对位移的要求，从而使电磁振动台或液压振动台满足试验要求。这种方法可使用大位移的振动台实现，但是高通滤波后，冲击波形与真实要求的波形(即试验时振动台向外部的飞机等受试设备，所施加载荷的实际波形)存在偏差，且利用高通滤波来减少试验位移的效果有限。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术存在的技术缺陷，提供一种基于振动台的拦阻冲击试验方法。

为此，本发明提供了一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，包括以下步骤：

第一步，对于现有的阻尼正弦波，在阻尼正弦波的波形前面以及波形后面，分别增加预设的补偿波，获得已补偿的阻尼正弦波；

第二步，将获得已补偿的阻尼正弦波作为振动试验波，然后传输给通用振动台；

第三步，通用振动台向受试机载装备，通过施加所述振动试验波波形的载荷，对受试机载装备开展拦阻冲击试验。

其中，在第一步中，预设的补偿波的形状为双边矩形波。

其中，在第一步中，关于在阻尼正弦波的波形前面以及波形后面，分别增加预设的补偿波，具体包括以下操作：

在阻尼正弦波的波形前面，从前往后补偿增加第一矩形波和第二矩形波；

在阻尼正弦波的波形后面，从前往后补偿增加第三矩形波和第四矩形波；

其中，第一矩形波和第三矩形波是正矩形波；

第二矩形波和第四矩形波是负矩形波。

其中，第一矩形波幅值A₁等于瞬态加速度波幅值A_m的10％；

第二矩形波幅值A₂的取值范围，等于瞬态加速度波幅值A_m的40％～50％；

第三矩形波幅值A₃等于瞬态加速度波幅值A_m*e^-2ξω的40％；

第四矩形波幅值A₄等于瞬态加速度波幅值A_m*e^-2ξω的10％。

其中，第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波的持续时间，根据补偿波幅值的输入来进行相应计算后获得；

具体的计算公式如下：

第一矩形波的持续时间T₁＝sqrt(A_m*(A₂+0.5*A_m)/ω²/A1/(A1+A2))；

第二矩形波的持续时间T₂＝(A₁*T₁-V_m)/A₂；

第四矩形波的持续时间T₄；

T₄＝sqrt((dx+abs(D)+0.5*V_m ²/A₃)/(0.5*A₄*(A₄/A₃+1)))；

第三矩形波的持续时间T₃＝(A₄*T₄-V_m)/A₃；

其中，V_m＝-A_m/ω，为未补偿波形的速度幅值；

dx＝0.5*A_m/ω²*(0.5*A_m/A₂-1)，为中间计算量；

D＝int(V_me^-ξωtcos(ωt),0,T_e)，为未补偿波形通过数值积分得到的末时刻位移。

其中，在第二步中，通用振动台为液压振动台或者电磁振动台。

由以上本发明提供的技术方案可见，与现有技术相比较，本发明提供了一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，其通过在瞬态正弦波(即阻尼正弦波)的前后增加补偿波，实现对试验要求的加速度波形(即瞬态正弦波)进行补偿，使得受试机载装备(飞机上或飞机内的装备)在进入正式冲击前达到要求的初速度，同时有效减少试验所要求的位移，从而实现能够在通用振动台上开展拦阻冲击试验，具有重大的实践意义。

此外，本发明提供的方法的试验控制精度高，方便快捷，通用性较好，同时避免其它试验方法中加载方向单一，调试复杂，波形失真等问题。

附图说明

图1为本发明提供的一种基于振动台的拦阻冲击试验方法的流程图；

图2为本发明提供的一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，在实施例中，受试设备与振动台的连接结构示意简图；

图3为本发明提供的一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，在实施例中，在增加前后补偿后的加速度曲线示意图；

图4为本发明提供的一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，在实施例中，在增加前后补偿后的速度曲线示意图；

图5为本发明提供的一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，在实施例中，在增加前后补偿后的位移曲线示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。

参见图1至图5，本发明提供了一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，包括以下步骤：

第一步，对于现有的阻尼正弦波，在阻尼正弦波的波形前面以及波形后面，分别增加预设的补偿波，获得已补偿的阻尼正弦波；

第二步，将获得已补偿的阻尼正弦波作为振动试验波，然后传输给通用振动台；

第三步，通用振动台向受试机载装备(即飞机上或飞机内的飞机等受试装备)，通过施加所述振动试验波波形(即试验波形)的载荷，对受试机载装备开展拦阻冲击试验。

在本发明中，在第一步中，具体实现上，预设的补偿波的形状优选为双边矩形波。

在第一步中，具体实现上，关于在阻尼正弦波的波形前面以及波形后面，分别增加预设的补偿波，具体包括以下操作：

在阻尼正弦波的波形前面，从前往后补偿增加第一矩形波和第二矩形波；

在阻尼正弦波的波形后面，从前往后补偿增加第三矩形波和第四矩形波；

其中，第一矩形波和第三矩形波是正矩形波；

第二矩形波和第四矩形波是负矩形波。

需要说明的是，本发明的试验方法提出了阻尼正弦波的补偿算法。

对于补偿波，涉及的参数包括：补偿波形(波形形状)、补偿波形幅值以及补偿波形持续时间(T1，T2，T3，T4)。

也就是说，补偿波作为加速度波形(即瞬态正弦波，也是阻尼正弦波)的补偿，确定其具体的波形内容，需要明确其补偿波形(波形形状)、补偿波形幅值以及补偿波形持续时间(T1，T2，T3，T4)

对于本发明，补偿波的波形选用双边矩形波，即试验波形前补偿采用一正一负两个矩形波，试验波形后补偿采用一正一负两个矩形波。经过分析，矩形波较为适用于阻尼正弦波的补偿，保证补偿波形的加速度最小，以及整个波形的位移较小。

对于本发明，进一步的，补偿波幅值以瞬态加速度波幅值A_m(即阻尼正弦波的幅值)的百分比参与算法，共有4个，即从前往后依次为第一矩形波幅值A₁、第二矩形波幅值A₂、第三矩形波幅值A₃和第四矩形波幅值A₄。阻尼正弦波位于幅值为A₂和幅值为A₃的第二矩形波和第三矩形波中间。

具体实现上，对于作为前补偿波形的第一矩形波，第一矩形波幅值A₁优选为等于瞬态加速度波幅值A_m(即阻尼正弦波的幅值)的10％，保证补偿波形的速度较小。

具体实现上，按照GJB150.18A-2009(2009军用装备实验室环境试验方法第18部分)中6.2.2.2部分的要求，拦阻冲击试验的允差为：主要峰值和谷值定义为超过其最大峰(谷)值75％的峰(谷)值，且90％的主要峰值和谷值的允差分别在所要求峰(谷)值的±10％内，因此，作为前补偿波形的第二矩形波，第二矩形波幅值A₂的取值范围，优选为等于瞬态加速度波幅值A_m(即阻尼正弦波的幅值)的40％～50％。当然，根据用户的选择需要，也可以是小于A_m(即阻尼正弦波的幅值)的40％，例如，可以为A_m(即阻尼正弦波的幅值)的10％、20％或者30％。

具体实现上，对于作为后补偿波形的第三矩形波和第四矩形波，第三矩形波幅值A₃和第四矩形波幅值A₄，对试验波形允差的影响可忽略不计，因此，第三矩形波幅值A₃优选为等于瞬态加速度波幅值A_m*e^-2ξω的40％，第四矩形波幅值A₄优选为等于瞬态加速度波幅值A_m*e^-2ξω的10％。

在第一步中，具体实现上，预设的补偿波的持续时间，即第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波的持续时间，根据补偿波幅值的输入来进行相应计算后获得。其中，需保证补偿波的加速度积分后，对应的末速度等于阻尼正弦波的初始负向最大速度，对应的末位移等于补偿波形最大位移与阻尼正弦波的负向最大位移的平均值，保证作为关键因素的最大位移能进一步减小。

具体实现上，对于本发明，为了计算获得第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波的持续时间，所采用的预设算法(特定算法)如下：

第一矩形波的持续时间T₁＝sqrt(A_m*(A₂+0.5*A_m)/ω²/A1/(A1+A2))；

第二矩形波的持续时间T₂＝(A₁*T₁-V_m)/A₂；

第四矩形波的持续时间T₄；

T₄＝sqrt((dx+abs(D)+0.5*V_m ²/A₃)/(0.5*A₄*(A₄/A₃+1)))；

第三矩形波的持续时间T₃＝(A₄*T₄-V_m)/A₃；

其中，V_m＝-A_m/ω，为未补偿波形的速度幅值；

dx＝0.5*A_m/ω²*(0.5*A_m/A₂-1)，为中间计算量；

D＝int(V_me^-ξωtcos(ωt),0,T_e)，为未补偿波形通过数值积分得到的末时刻位移。

在第一步中，具体实现上，基于上面提供的预设算法(特定算法)，预设算法(特定算法)在输入补偿波幅值(即A₁、A₂、A₃和A₄)后，即可获得已补偿的阻尼正弦波，也就是生成整个波形(前后补偿波形+阻尼正弦波)的加速度曲线、速度曲线、位移曲线和冲击响应谱曲线，然后可通过各个曲线表征的最大值，以及通用振动台的性能指标进行综合考虑，来进一步调整补偿波形幅值。

具体实现上，根据第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波等四个补偿波的幅值和持续时间，以及现有已知的阻尼正弦波的波形(加速度波形)，获得记录第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波等四个补偿波的幅值和持续时间的加速度波形数据文件。然后，将该加速度波形数据文件，输送给通用振动台配套的控制器。

需要说明的是，对于本发明，预设算法(特定算法)在确定补偿波的幅值后，可输出加速度时域数据(包括第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波等四个补偿波的幅值和持续时间，即记录补偿波信号的数据)至指定格式的文件(即加速度波形数据文件)，方便通用振动台控制软件的读取。需要说明的是，加速度波形数据文件具体是输送给通用振动台的控制器。

具体实现上，受试机载装备可以安装在通用振动台的垂向台面和水平滑台上，通用振动台的控制软件通过其时域模拟控制或类似模块进行试验控制，实现3个方向(即水平横向、水平纵向以及垂直方向)的拦阻冲击试验。

在本发明中，在第二步中，具体实现上，通用振动台优选为液压振动台或者电磁振动台。

为了更加清楚地理解本发明的技术方案，下面通过具体实施例来说明本发明的技术方案。

实施例

具体实现上，本发明可以是针对舰载机装备的拦阻冲击试验方法，试验条件见下表。

试验可以根据上述的拦阻冲击试验方法实施，下面结合附图及实施例对本专利作进一步阐述：

在预设算法(特定算法)中，输入试验条件中已知的瞬态正弦波(即阻尼正弦波)的模态圆频率、瞬态波振幅、阻尼系数和有效持续时间，然后，可以设定第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波等四个补偿波的幅值分别为：

第一矩形波幅值A₁＝10％*A_m；

第二矩形波幅值A₂＝40％*A_m；

第三矩形波幅值A₃＝40％*A_m*e^-2ξω；

第二矩形波幅值A₄＝10％*A_m*e^-2ξω；

具体实现上，运行预设算法(特定算法)，可以得到上述试验条件在增加前后补偿后的加速度，速度和位移曲线，参见图3至图5所示；

具体实现上，综合考虑加速度，速度和位移的最大值以及振动台的性能指标，确定补偿波形的幅值；

具体实现上，本发明可以生成整个试验波形(阻尼正弦波+补偿波)的加速度数据文件，根据所使用的振动台控制软件，来选择相应的数据格式，该整个试验波形(阻尼正弦波+补偿波)的加速度数据文件，输送给通用振动台的控制器；

具体实现上，参见图2所示，通过试验工装6(例如现有的固定工装或固定夹具)，将受试机载装备3安装到通用振动台1的台面5(即滑板)，安装加速度传感器4，连接通用振动台1、控制器2与加速度传感器4；

参见图2所示，受试机载装备3通过试验工装6与台面5的顶部相连接；

通用振动台1右侧的振动输出端，与水平滑台7顶部的台面5(即水平滑台的滑板)相连接；

试验工装6的顶部右端，安装有加速度传感器4；

通用振动台1与控制器2(即现有的振动台控制器)通过数据线相连接；

控制器2的数据采集端，与加速度传感器4相连接；

控制器2，用于接收振动试验波(即已补偿的阻尼正弦波)的加速度数据文件。

需要说明的是，振动试验波(即已补偿的阻尼正弦波)的加速度数据文件，可以通过执行本发明的第一步获得，具体可以通过工业计算机或者中央处理器CPU、数字信号处理器DSP来执行相应的运算。

具体实现上，台面5(即滑板)可左右水平滑动地设置在水平滑台7上(例如，台面5的底部通过水平横向分布的静压轴承与所水平滑台7的顶面相连接)。

具体实现上，将加速度数据文件导入振动台控制软件的时域模拟控制模块(具体安装在振动台配套的控制器中)，并设置相关控制参数；

具体实现上，通过控制器2，运行振动台1进行舰载机装备的拦阻冲击试验。

综上所述，本试验方法的通用性好，方便易实施，控制精度高，结合通用振动台的性能指标，能够有效地应用于各种装备的拦阻冲击试验。

基于以上技术方案可知，对于本发明，能够通过特定算法对试验要求的加速度波形进行补偿，使受试机载装备在进入阻尼正弦波之前达到要求的初速度，同时有效减少试验所要求的位移，从而得以在通用振动台上开展拦阻冲击试验，利用通用振动试验设备(即振动台)对固定翼飞机的装备施加拦阻冲击要求的阻尼正弦波载荷。

对于本发明提供的试验方法，通过在瞬态正弦波的前后增加补偿波，使受试机载装备在进入正式冲击前达到要求的初速度。在开展试验时，可采用通用的振动台实现，方便易实施，同时实现波形与试验要求的波形一致。对于补偿波形，可通过限制波形幅值，使其对冲击效果的影响(根据GJB150.18A)可忽略不计。

综上所述，与现有技术相比较，本发明提供的一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，其通过在瞬态正弦波(即阻尼正弦波)的前后增加补偿波，实现对试验要求的加速度波形(即瞬态正弦波)进行补偿，使得飞机等受试机载装备在进入正式冲击前达到要求的初速度，同时有效减少试验所要求的位移，从而实现能够在通用振动台上开展拦阻冲击试验，具有重大的实践意义。

此外，本发明提供的方法的试验控制精度高，方便快捷，通用性较好，同时避免其它试验方法中加载方向单一，调试复杂，波形失真等问题。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种基于振动台的拦阻冲击试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，对于现有的阻尼正弦波，在阻尼正弦波的波形前面以及波形后面，分别增加预设的补偿波，获得已补偿的阻尼正弦波；

第二步，将获得已补偿的阻尼正弦波作为振动试验波，然后传输给通用振动台；

第三步，通用振动台向受试机载装备，通过施加所述振动试验波波形的载荷，对受试机载装备开展拦阻冲击试验；

在第一步中，预设的补偿波的形状为双边矩形波；

在第一步中，关于在阻尼正弦波的波形前面以及波形后面，分别增加预设的补偿波，具体包括以下操作：

在阻尼正弦波的波形前面，从前往后补偿增加第一矩形波和第二矩形波；

在阻尼正弦波的波形后面，从前往后补偿增加第三矩形波和第四矩形波；

其中，第一矩形波和第三矩形波是正矩形波；

第二矩形波和第四矩形波是负矩形波；

第一矩形波、第二矩形波、第三矩形波和第四矩形波的持续时间，根据补偿波幅值的输入来进行相应计算后获得；

具体的计算公式如下：

第一矩形波的持续时间T₁＝sqrt(A_m*(A₂+0.5*A_m)/ω²/A1/(A1+A2))；

第二矩形波的持续时间T₂＝(A₁*T₁-V_m)/A₂；

第四矩形波的持续时间T₄；

T₄＝sqrt((dx+abs(D)+0.5*V_m ²/A₃)/(0.5*A₄*(A₄/A₃+1)))；

第三矩形波的持续时间T₃＝(A₄*T₄-V_m)/A₃；

其中，V_m＝-A_m/ω，为未补偿波形的速度幅值；A_m为阻尼正弦波的瞬态波振幅；

dx＝0.5*A_m/ω²*(0.5*A_m/A₂-1)，为中间计算量；

D＝int(V_me^-ξωtcos(ωt),0,T_e)，为未补偿波形通过数值积分得到的末时刻位移；

其中，T_e为阻尼正弦波的有效持续时间，ξ为阻尼正弦波的阻尼系数、ω为阻尼正弦波的模态圆频率；

在上述公式中，A₁为第一矩形波幅值，A₂为第二矩形波幅值，A₃为第三矩形波幅值，A₄为第四矩形波幅值。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，第一矩形波幅值A₁等于瞬态加速度波幅值A_m的10％；

第二矩形波幅值A₂的取值范围，等于瞬态加速度波幅值A_m的40％～50％；

第三矩形波幅值A₃等于瞬态加速度波幅值A_m*e^-2ξω的40％；

第四矩形波幅值A₄等于瞬态加速度波幅值A_m*e^-2ξω的10％。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在第二步中，通用振动台为液压振动台或者电磁振动台。

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