CN112033844B - 一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备及实验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞机线束实验技术领域，特别是涉及一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备及实验方法，包括实验台、信号采集装置、至少两个夹持装置和至少一个激振装置，可预设飞机线束与线束磨损实验对象之间的安装间距，并利用激振器加载振动环境，对飞机线束进行直接激振，使得飞机线束安装区域获得满足工况要求的振动状态，用以开展飞机线束防磨工艺研究。通过本试验设备和实验方法，能实现实时监测飞机线束状态，收集不同工况下飞机线束的受力情况，为飞机线束防磨工艺提供数据支撑。

Description

一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备及实验方法
技术领域
本发明涉及飞机线束实验技术领域，特别是涉及一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备及实验方法。
背景技术
现代先进电传飞机均以线束作为媒介将分散在飞机各个舱位的机载设备进行连接，用以传递信息和能量。线束作为飞机系统的神经网络，其装机质量直接影响飞机整体功能和性能发挥的可靠性，甚至会给飞机的安全性造成不利的影响。在民用/军用飞机电气线路互联系统中，需采用有效的手段防止线束与线束、线束与结构或是线束与设备之间的有害磨损。线束装配质量尤为重要。
与军/民用大飞机相比，战斗机由于机体结构限制，舱位狭窄，在线束敷设安装时，可能在过框处、间隙不足处与结构发生干涉，或者由于飞机高频率振动致使线束抖动的最大包络体与飞机结构件的间隙小于等于零，则会造成飞机线束与结构之间的直接磨损，降低线束的使用寿命和信号的传输质量。现有技术中，对飞机线束磨损的研究还不成熟，需要更好研究合理的线束防磨工艺，包括线束的防磨材料性能和线束安装间隙等。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提出了一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备及实验方法，能模拟实际工况条件，实验出飞机线束在各工况条件下的磨损情况，为飞机线束防磨工艺提供数据支撑。
本发明是通过采用下述技术方案实现的：
一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备，其特征在于：包括实验台、信号采集装置、至少两个夹持装置和至少一个激振装置；所述夹持装置上铰接有立板，立板上连接有用于固定飞机线束或线束磨损实验对象的固定件；所述激振装置包括安装板和信号发生系统，所述信号发生系统包括依次电连接的激振器、功率放大器和信号发生器；所述夹持装置和安装板都通过滑槽与滑块的配合实现与实验台滑动连接；所述激振器位于安装板上，且能相对于安装板旋转；所述激振器的顶杆在水平方向或垂直方向对飞机线束施加振动；所述信号采集装置包括应变片、信息处理机和上位机，所述信息处理机包括依次电连接的信号调理器、AD转换器和数字信号处理器，所述信息处理机通过通信电缆与信号发生器相连，所述信号调理器通过信号采集电缆与应变片相连。
所述激振装置设有两个，一个用于对飞机线束施加水平方向的振动，另一个用于对飞机线束施加竖直方向上的振动。
所述飞机线束上还设有卡箍件，所述激振器的顶杆与卡箍件螺纹连接。
所述实验台上设有若干间隔均匀滑槽，所述夹持装置和安装板的下表面都设有两个与滑槽相匹配的滑块，两个滑块之间的间距与相邻两根滑槽之间的间距相匹配。
所述滑槽沿实验台的长度方向均匀设置，且该滑槽贯穿实验台的宽度方向。
一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：包括以下步骤：
a.安装夹持装置，将飞机线束和线束磨损实验对象分别固定在夹持装置上，调整飞机线束和线束磨损实验对象之间的相对位置，记录二者之间的间距W，选定测试点，将应变片粘贴在位于测试点的飞机线束外护套表面；
b.安装激振装置，调整安装板的和激振器顶杆的位置，将激振装置和信号采集装置连接一起；
c.激振装置工作：上位机输入指令，并通过信息处理机及通信电缆传输至信号发生器，经功率放大器将指令施加至激振器，通过激振器的顶杆持续对飞机线束施加平方向或垂直方向的振动，记录振动量Z；
d.信号采集装置监测并记录飞机线束上测试点附近的应力值变化ε；
e.振动结束，记录振动时间T，观察、测量和记录飞机线束的磨损量L，并将该磨损量L与该工况下的设计磨损允许量S做对比。
所述激振装置还包括工况分析系统，所述步骤c中振动量Z通过工况分析系统分析飞机线束的工作环境来决定其电压、频率和相位。
还包括步骤f，在间距W、振动量Z和振动时间T这三个要素中改变其中至少一个要素，重复步骤a-e，建立间距W-振动量Z-振动时间T-磨损量L的参数数据统计表，并保存至上位机中的数据库中，用于后期的数据显示和数据调用。
所述步骤d中信号采集装置监测并记录飞机线束上测试点附近的应力值变化ε，应力值ε具体通过以下方程进行求解：
Figure BDA0002604766170000031
其中，σmax为飞机线束的总应力值，σxmax为测试点x向应力值，σymax为测试点y向应力值，所述kd为动态应变仪系数，ty为应变片灵敏度系数，E(Tw,Aw,Jt)为实验段的线束弹性模量，εymax为应变片测量的y方向的应变最大值，εxmax为应变片测量的x方向的应变最大值。
所述步骤a中将应变片粘贴在位于测试点的飞机线束外护套表面具体包括以下步骤：
a1.将飞机线束上需要粘贴应变片的粘贴点进行打磨使表面粗糙，再利用丙酮和酒精进行清洗；
a2.每个测试点处粘贴有两个应变片，分别测量测试点x向和y向的应力值，粘贴时，应变片的长度方向与飞机线束的轴向保持一致。
与现有技术相比，本发明的有益效果表现在：
1、本发明包括实验台、夹持装置、激振装置和信号采集装置，所述夹持装置和安装板都通过滑槽与滑块的配合与实验台滑动连接，可以搭建完成多自由度、安装固定各种大小、形状和安装形式的飞机线束磨损实验台。实验台及其夹持装置能共同作用，可以用于模拟飞机线束在机上的安装状态，包括预设飞机线束与线束、飞机线束与管路、飞机线束与飞机结构或飞机线束与设备之间的间隙，预设飞机线束弯曲半径和飞机线束敷设路径等。能够模拟各种实际工况条件，实验出飞机线束在各工况条件下的磨损情况，为飞机线束防磨工艺提供数据支撑。
同时，所述夹持装置上铰接有立板，立板上连接有用于固定飞机线束或线束磨损实验对象的固定件，通过调节立板与夹持装置之间的夹角，能够对飞机线束与线束磨损实验对象的角度进行微调。激振器位于安装板上，且能相对于安装板旋转，使得激振器可以以灵活的方式安装在安装板上，实现激振器的顶杆的位置角度可调，便于更好的施加振动。
2、激振装置设有两个，一个用于对飞机线束施加水平方向的振动，另一个用于对飞机线束施加竖直方向上的振动，便于模拟多维度的激振工作状况。
3、飞机线束上还设有卡箍件，所述激振器的顶杆与卡箍件螺纹连接，便于激振器实现对飞机线束的激振。
4、实验台上设有若干间隔均匀滑槽，夹持装置和安装板的下表面都设有两个与滑槽相匹配的滑块，在夹持装置和安装板移动时，依靠两根滑槽和滑块的配合，使得移动更加稳定。
5、滑槽贯穿实验台的宽度方向，便于将夹持装置和安装板放置上的滑块从滑槽的两端滑入，便于夹持装置和安装板的安装。滑槽沿实验台的长度方向均匀设置，便于灵活调整夹持装置和安装板彼此间的位置。
6、本实验方法，可预设飞机线束与线束磨损实验对象之间的安装间距，并利用激振器加载振动环境，对飞机线束进行直接激振，使得飞机线束安装区域获得满足工况要求的振动状态，用以开展飞机线束防磨工艺研究。并且在实验过程中，通过测试飞机线束所受应力情况，实现实时监测飞机线束状态，收集不同工况下飞机线束的受力情况，作为基础数据为进一步开展飞机线束工作时物理性能分析做准备。
7、所述激振装置还包括工况分析系统，通过分析飞机线束的工作环境，得到该飞机线束所需的振动要求，得到信号发生系统所需的电压、频率、相位输入，使得激振器提供的振动量更加准确。
8、通过修改参数，重复实验，形成对应的参数数据统计表，便于后期数据显示和数据调用，便于对飞机线束防磨材料、包覆长度、包覆重叠区、间隙等工艺参数的实验验证，其数据可以为飞机线束防磨工艺提供数据支撑。
9、本发明中应力值的求解，是根据飞机线束材料性质计算不同工况下的不同线束段的应力，并且是计算了飞机线束在x向和y向的应力值之和，应力值计算更加准确。
10、通过本发明中的应变片的粘贴方法，通过打磨后再清洗，能使得本应变片的粘贴更加牢固，并且粘贴时，应变片的长度方向与飞机线束的轴向保持一致，避免应变片变脆，测得的应变量更加准确。
附图说明
下面将结合说明书附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明，其中：
图1为本发明中磨损实验设备的结构示意图；
图2本本发明中夹持装置的平面结构示意图；
图3为本发明中激振装置的流程示意图；
图4为本发明中信号采集装置的流程示意图；
图中标记：
1、实验台，2、夹持装置，3、应变片，4、激振器，5、实验件夹头，6、滑块，7、上位机，8、信息处理机，9、信号发生器，10、通信电缆，11、信号采集电缆，12、线束卡箍，13、安装底板，14、立板，15、滑槽。
具体实施方式
实施例1
作为本发明基本实施方式，本发明包括一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备，包括实验台1、信号采集装置、两个夹持装置2和一个激振装置。所述夹持装置2上铰接有立板14，立板14上连接有用于固定飞机线束或线束磨损实验对象的固定件，所述固定件可以为线束卡箍12。所述线束磨损实验对象可以为线束，飞机线束和线束的两端分别通过线束卡箍12固定在立板14上。通过两个夹持装置2同时固定飞机线束和线束，通过调整线束卡箍12，能调整飞机线束和线束之间的间距。
所述激振装置包括安装板和依次电连接的激振器4、功率放大器和信号发生器9。所述实验台1上设有若干均匀设置的滑块6，所述夹持装置2和安装板的下表面设有与滑块6相匹配的滑槽15，所述夹持装置2和安装板都通过滑槽15与滑块6的配合与实验台1滑动连接。所述安装板上还设有通孔，通孔内设有圆形滑台，其中圆形滑台的外壁设有环形滑块，所述通孔内壁设有与环形滑块相匹配的环形槽，圆形滑台能相对于安装板旋转。所述激振器4固定在圆形滑台上表面，使得激振器4能相对于安装板旋转。
采用激振器4对飞机线束提供可调频率和功率的激振力，对飞机线束进行直接激振，使得被飞机线束安装区域获得满足工况要求的振动状态，具体可以根据工况要求，让激振器4的顶杆在水平方向或垂直方向对线束施加振动。所述信号采集装置包括应变片3、信息处理机8和上位机7，所述信息处理机8包括依次电连接的信号调理器、AD转换器和数字信号处理器，所述信息处理机8通过通信电缆10与信号发生器9相连，所述信号调理器通过信号采集电缆11与应变片3相连。
实施例2
作为本发明一较佳实施方式，本发明包括一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备，包括实验台1、信号采集装置、三个夹持装置2和两个激振装置。其中两个夹持装置2上铰接有立板14，立板14上连接有用于固定飞机线束的线束卡箍12，使得这两个夹持装置2分别位于飞机线束两端。另一个夹持装置2上的立板14上连接有用于固定线束磨损实验对象的实验件夹头5。飞机线束和线束磨损实验对象分别固定，便于调整二者之间的间距。
所述实验台1上设有若干间隔均匀滑槽，所述夹持装置2和安装板的下表面都设有两个与滑槽相匹配的滑块，其中，两个滑块之间的间距与相邻两根滑槽之间的间距相匹配。所述滑槽沿实验台1的长度方向均匀设置，且该滑槽贯穿实验台1的宽度方向。所述夹持装置2和安装板都通过滑槽与滑块的配合与实验台1滑动连接。
所述激振装置包括安装板和依次电连接的激振器4、功率放大器和信号发生器9。所述激振器4位于安装板上，且能相对于安装板旋转。所述飞机线束上还设有卡箍件，所述激振器4的顶杆分别与卡箍件螺纹连接。一个对飞机线束施加水平方向的振动，另一个对飞机线束施加竖直方向上的振动。
所述信号采集装置包括应变片3、信息处理机8和上位机7，所述信息处理机8包括依次电连接的信号调理器、AD转换器和数字信号处理器，所述信息处理机8通过通信电缆10与信号发生器9相连，所述信号调理器通过信号采集电缆11与应变片3相连。
实施例3
作为本发明最佳实施方式，参照说明书附图1，本发明包括一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备，包括实验台1、信号采集装置、四个夹持装置2和两个激振装置。所述实验台1上设有若干滑块6，所述滑块6沿实验台1的长度方向均匀设置，且该滑块6贯穿实验台1的宽度方向。
所述夹持装置2包括安装底板13和铰接在安装底板13上的立板14，安装底板13四周还设有四个用于与螺栓相匹配的底板安装孔。其中两个夹持装置2上的立板14上连接有用于固定飞机线束的固定件，该固定件可以为线束卡箍12；另外两个夹持装置2上的立板14上连接有用于固定线束磨损实验对象的固定件，该固定件可以为实验件夹头5，其中线束磨损实验对象可以为线束或者结构框、管路等飞机结构或者为飞机上的各设备。
所述激振装置包括安装板、工况分析系统和信号发生系统，其中工况分析系统包括线束工况分析、振动要求、电压频率相位输出三部分。所述信号发生系统包括信号发生器9、功率放大器和激振器4。所述激振器4位于安装板上，且能相对于安装板旋转，具体可以为在安装板上设有一个旋转件，激振器4位于旋转件上，通过旋转件的旋转带动激振器4实现旋转，实现位置角度可调。所述飞机线束上还设有卡箍件，所述激振器4的顶杆与卡箍件螺纹连接。通过该结构，实现一个激振器4的顶杆对飞机线束施加水平方向的振动，另一个激振器4的顶杆对飞机线束施加竖直方向上的振动。
所述夹持装置2的安装底板13和激振装置的安装板的下表面都设有与滑块6相匹配的滑槽15，其中，每个结构下都设有四根贯穿该结构的滑槽15，且四根滑槽15呈十字交叉式设置，同向的两根滑槽15之间的间距相同，且与相邻两根滑块6之间的间距相匹配。使得所述夹持装置2和安装板都通过滑槽15与滑块6的配合与实验台1的滑动连接。
所述信号采集装置包括应变片3、信息处理机8和上位机7，所述应变片3通过信号采集电缆11与信息处理机8相连通，所述信息处理机8包括依次电连接的信号调理器、AD转换器和数字信号调理器，所述信号发生器9通过通信电缆10与信息处理机8相连。
利用该实验设备对飞机线束磨损进行实验，具体方法如下：
a.安装夹持装置2，将飞机线束和线束磨损实验对象分别固定在夹持装置2上，选定测试点，将应变片3粘贴在位于测试点的飞机线束外护套表面。
其中，由于飞机线束安装过程中必须满足X、Y、Z多个自由度，选取X向实验台1上的滑块6确定飞机线束的安装固定距离，将夹持装置2沿Y轴滑块6滑动，确定飞机线束的安装位置和预设安装偏差，通过旋转立板14沿Z轴方向转动确定预设安装偏角，然后再调整飞机线束与线束磨损实验对象间的相对距离，最后用线束卡箍12固定飞机线束，用实验件夹头5装夹线束磨损实验对象，比如：金属结构件或导管等。在该过程中，记录飞机线束和线束磨损实验对象之间的间距W。
其中，在应变片3粘贴方法具体为：
①对粘贴应变片3部位进行局部打磨使表面粗糙化以增强粘贴效果，打磨时采用圆圈式打磨，然后用丙酮和酒精进行清洗，以去除油污，直到用于清洗的脱脂棉不再变色为止；
②粘贴应变片3时，应变片3的长度方向与飞机线束段的轴向严格一致。粘结剂的瓶口不能开得过大，用前端细的胶皮管蘸取少量粘结剂涂到应变片3上，防止粘结剂太多导致应变片3变脆。
③每个测试点应粘贴两个应变片3，用以分别测量测试点x向和y向的应力值，合成为实现线束段总应力值；
④将应变片3的引出线与接线端之间保持弧形，并与导线一起焊接在接线端子上，再用胶带将导线固定在飞机线束上。
b.安装激振装置，调整安装板的和激振器4顶杆的位置，将激振装置和信号采集装置连接一起。其中，安装板在X和Y轴上的安装方式和夹持装置2相同，在Z轴方向上使激振器4与安装板发生相对旋转，使得激振器4的顶杆与卡箍件螺纹连接。
c.激振装置工作：工况分析系统通过分析飞机线束的工作环境，得到该飞机线束所需的振动要求，得到信号发生系统所需的电压、频率、相位输入。上位机7输入指令，并通过信息处理机8及通信电缆10传输至信号发生器9，信号发生器9获得电压、频率的输入指令，产生相应的电信号；功率放大器将输入的电信号放大，作为激振器4可接受的输入信号。激振器4能使被激物件获得一定形式和大小的振动量，从而对飞机线束进行水平方向和竖直方向上振动实验，其中振动形式和大小由输入的电信号控制。在该过程中，记录振动量Z。
d.信号采集装置监测并记录飞机线束上测试点附近的应力值变化ε。其中应力值ε具体通过以下方程进行求解：
Figure BDA0002604766170000091
其中，σmax为飞机线束的总应力值，σxmax为测试点x向应力值，σymax为测试点y向应力值，所述kd为动态应变仪系数，ty为应变片3灵敏度系数，E(Tw,Aw,Jt)为飞机线束弹性模量，εymax为应变片3测量的y方向的应变最大值，εxmax为应变片3测量的x方向的应变最大值。
通常飞机线束是由多种规格和类型的电缆捆扎而成，并且根据线束敷设舱位不同，外部通常会加套不同类型的护套进行保护，因此线束的弹性模量E与线束中的电缆类型Tw、绑扎后的电缆排布Aw、线束外层保护套Jt有关。线束弹性模量参数通过专用的线束物理参数实验装置获得，并建立参数数据库D。本实验中的线束段弹性模量可以通过Tw、Aw、Jt作为索引查询依据，在线束物理参数数据库中检索获得。
e.振动结束，记录振动时间T，观察、测量和记录飞机线束的磨损量L，并将该与该工况下的设计磨损允许量S做对比。若L＜S，则认为该飞机线束的磨损量符合要求；若L≥S，则认为该线束的磨损量不符合要求，需要改进线束与摩擦对象之间的间隙或者增加防磨保护手段。
f.在间距W、振动量Z和振动时间T这三个要素中改变其中至少一个要素，重复步骤a-e，建立间距W-振动量Z-振动时间T-磨损量L的参数数据统计表，并保存至上位机7中的数据库中，用于后期的数据显示和数据调用。
综上所述，本领域的普通技术人员阅读本发明文件后，根据本发明的技术方案和技术构思无需创造性脑力劳动而作出的其他各种相应的变换方案，均属于本发明所保护的范围。

Claims (8)

1.一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：所述实验设备包括实验台(1)、信号采集装置、至少两个夹持装置(2)和两个激振装置；所述夹持装置(2)上铰接有立板(14)，立板(14)上连接有用于固定飞机线束或线束磨损实验对象的固定件；一个激振装置用于对飞机线束施加水平方向的振动，另一个激振装置用于对飞机线束施加竖直方向上的振动；所述激振装置包括安装板和信号发生系统，所述信号发生系统包括依次电连接的激振器(4)、功率放大器和信号发生器(9)；所述夹持装置(2)和安装板都通过滑槽(15)与滑块(6)的配合实现与实验台(1)滑动连接；所述激振器(4)位于安装板上，且能相对于安装板旋转；所述激振器(4)的顶杆在水平方向或垂直方向对飞机线束施加振动；所述信号采集装置包括应变片(3)、信息处理机(8)和上位机(7)，所述信息处理机(8)包括依次电连接的信号调理器、AD转换器和数字信号处理器，所述信息处理机(8)通过通信电缆(10)与信号发生器(9)相连，所述信号调理器通过信号采集电缆(11)与应变片(3)相连；
所述实验方法包括以下步骤：
a.安装夹持装置(2)，将飞机线束和线束磨损实验对象分别固定在夹持装置(2)上，调整飞机线束和线束磨损实验对象之间的相对位置，记录二者之间的间距W，选定测试点，将应变片(3)粘贴在位于测试点的飞机线束外护套表面；
b.安装激振装置，调整安装板和激振器(4)顶杆的位置，将激振装置和信号采集装置连接一起；
c.激振装置工作：上位机(7)输入指令，并通过信息处理机(8)及通信电缆(10)传输至信号发生器(9)，经功率放大器将指令施加至激振器(4)，通过激振器(4)的顶杆持续对飞机线束施加平方向或垂直方向的振动，记录振动量Z；
d.信号采集装置监测并记录飞机线束上测试点附近的应力值变化ε；
e.振动结束，记录振动时间T，观察、测量和记录飞机线束的磨损量L，并将该磨损量L与该工况下的设计磨损允许量S做对比。
2.根据权利要求1所述的一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：所述飞机线束上还设有卡箍件，所述激振器(4)的顶杆与卡箍件螺纹连接。
3.根据权利要求2所述的一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：所述实验台(1)上设有若干间隔均匀滑槽，所述夹持装置(2)和安装板的下表面都设有两个与滑槽相匹配的滑块，两个滑块之间的间距与相邻两根滑槽之间的间距相匹配。
4.根据权利要求3所述的一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：所述滑槽沿实验台的长度方向均匀设置，且该滑槽贯穿实验台(1)的宽度方向。
5.根据权利要求1所述的一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：所述激振装置还包括工况分析系统，所述步骤c中振动量Z通过工况分析系统分析飞机线束的工作环境来决定其电压、频率和相位。
6.根据权利要求5所述的一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：还包括步骤f，在间距W、振动量Z和振动时间T这三个要素中改变其中至少一个要素，重复步骤a-e，建立间距W-振动量Z-振动时间T-磨损量L的参数数据统计表，并保存至上位机(7)中的数据库中，用于后期的数据显示和数据调用。
7.根据权利要求6所述的一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：所述步骤d中信号采集装置监测并记录飞机线束上测试点附近的应力值变化ε，应力值变化 ε具体通过以下方程进行求解：
Figure FDA0003249805290000021
其中，σmax为飞机线束的总应力值，σxmax为测试点x向应力值，σymax为测试点y向应力值，所述kd为动态应变仪系数，ty为应变片(3)灵敏度系数，E(Tw,Aw,Jt)为飞机线束弹性模量，εymax为应变片(3)测量的y方向的应变最大值，εxmax为应变片(3)测量的x方向的应变最大值。
8.根据权利要求1所述的一种多工况模拟的飞机线束磨损实验设备的实验方法，其特征在于：所述步骤a中将应变片(3)粘贴在位于测试点的飞机线束外护套表面具体包括以下步骤：
a1.将飞机线束上需要粘贴应变片(3)的粘贴点进行打磨使表面粗糙，再利用丙酮和酒精进行清洗；
a2.每个测试点处粘贴有两个应变片(3)，分别测量测试点x向和y向的应力值，粘贴时，应变片(3)的长度方向与飞机线束的轴向保持一致。
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