CN112228488B - 一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置 - Google Patents

Abstract

一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，包括自下而上依次设置的底座、第一级减振材料、中间质量块、第二级减振材料和安装座；其中，所述底座用于安装固定在飞机上，所述安装座上用于安装固定航空重力仪；所述飞机的振动经所述底座自下而上传递且逐渐减小，最终通过所述安装座传递给所述航空重力仪。本发明一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，一是提供了具体的减振阻尼、刚度和中间质量块的具体参数，充分满足了国产捷联惯导式航空重力仪的实际应用需求；二是提供了两级减振装置的一种层叠式结构，具有结构精简、可靠性强、便于拼装和维修等优点；三是提供了减振材料与减振板之间的卡槽式安装固定方式，具有较好的安全可靠性和三维减振性。

Description

一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置

技术领域

本发明属于航空重力测量设备领域，涉及一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置。

背景技术

我国自主研发了捷联惯导式航空重力仪，该设备整体呈近似正方体结构，外形尺寸为长428mm、宽397.5mm、高388mm，质量为48KG。该设备仅在内部对敏感测量部件采用硬橡胶进行减振，只能简单的隔离中低频振动，不能有效隔离高频振动，减振效果不佳。实际应用中，需要集成减振装置配合航空重力仪工作，从而达到隔离飞机高频振动的目的，提高航空重力测量精度和分辨率。当前，国产捷联惯导式航空重力仪集成了一级减振装置，即弹簧阻尼器二元件的单自由度系统。单自由度系统虽然能够一定程度上减弱高频振动，但自身结构的减振性能被局限，以及航空重力仪和搭载飞机自身质量不够集中等原因，很难对机载环境下的高频振动加速度进行有效隔离，从而导致航空重力仪中重力传感器噪声控制不理想，测量精度难以获得进一步的提升。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，提供一种结构简洁、安装便捷、占用空间小，能够针对国产捷联惯导式航空重力仪在实际应用中对外部产生的振动进行有效隔离的航空重力仪两级减振装置。

为实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，包括：自下而上依次设置的底座1、第一级减振材料2、中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5；其中，所述底座1用于安装固定在飞机上，所述安装座5上用于安装固定航空重力仪；所述飞机的振动经所述底座1自下而上传递且逐渐减小，最终通过所述安装座5传递给所述航空重力仪6。

进一步，所述第一级减振材料2的厚度为5cm，面积为0.072m²，动刚度k₂＝162500N/m，阻尼c₂＝700N·s/m；所述第二级减振材料4的厚度为3.75cm，面积为0.042m²，动刚度k₁＝111196N/m，阻尼c₁＝554N·s/m；所述中间质量块3的质量为m₂＝37.9kg；所述安装座5的质量为7kg。所述航空重力仪6的质量为48kg，因此，航空重力仪6与安装座5的总质量m₁＝55kg。

进一步，所述第一级减振材料2和第二级减振材料4均为

150plus型号的海绵结构。

进一步，所述底座1和中间质量块3均为方形平板状结构，靠近四角位置均设有位置一致的第一安装孔7；所述第一安装孔7中安装有第一螺栓8，用于实现所述底座1、第一级减振材料2和中间质量块3的连接固定；所述第一级减振材料2包括4块形状相同的第一减振结构201，分别位于所述底座1和中间质量块3的连接固定处。

进一步，所述安装座5为平板状的八角结构，八个角逐一间隔分为第一组角501和第二组角502，每组角的四个角延伸线构成一个方形形状；所述安装座5的第一组角501的四个角位置，以及所述中间质量块3的靠近四边中部的位置，设有位置一致的第二安装孔9；所述第二安装孔9中安装有第二螺栓10，用于实现所述中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5的连接固定；所述第二级减振材料4包括4块形状相同的第二减振结构401，分别位于所述中间质量块3和所述安装座5的连接固定处。

进一步，所述安装座5的第二组角502的四个角位置，设有用于安装所述航空重力仪的第三安装孔14。

进一步，所述第一减振结构201和所述第二减振结构401的形状为中间设有通孔的梯形结构。

进一步，所述底座1的上表面、中间质量块3的上下表面及安装座5的下表面，与所述第一减振结构201和第二减振结构401接触的位置，设有与所接触的所第一减振结构201和/或第二减振结构401轮廓一致的凹槽11。

进一步，所述的中间质量块3的第一安装孔7内部及上部，设有用于隔离所述第一螺栓8与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第一减振垫12；所述安装座5的第二安装孔9内部及上部，设有用于隔离所述第二螺栓10与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第二减振垫13。

进一步，所述第一螺栓8和第二螺栓10为沉头螺栓结构。

本发明一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，一是提供了具体的减振阻尼、刚度和中间质量块的具体参数，充分满足了国产捷联惯导式航空重力仪的实际应用需求；二是提供了两级减振装置的一种层叠式结构，具有结构精简、可靠性强、便于拼装和维修等优点；三是提供了减振材料与减振板之间的卡槽式安装固定方式，具有较好的安全可靠性和三维减振性。

附图说明

图1是本发明实施例1中一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置的整体结构示意图；

图2是图1中A位置的连接固定结构剖面示意图；

图3是图1中B位置的连接固定结构剖面示意图；

图4是本发明实施例2中两级减振系统振动传递率实测曲线示意图；

图5是实施例2中一级减振系统振动传递率实测曲线示意图；

图6是实施例3中位移激励下的两级减振系统模型示意图；

图7是实施例3中两级减振系统分解及力学分析模型示意图；

图8是实施例3中两级减振系统振动幅频响应理论分析曲线和振动传递率实测曲线示意图。

具体实施方式

以下结合附图1至3，进一步说明本发明一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置的具体实施方式。本发明一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置不限于以下实施例的描述。

实施例1：

本实施例给出一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置的具体结构，如图1至3所示，包括：自下而上依次设置的底座1、第一级减振材料2、中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5；其中，所述底座1用于安装固定在飞机上，所述安装座5上用于安装固定航空重力仪。本装置的整体工作原理如下：所述飞机的振动经所述底座1自下而上依次传递，振动在经过两级减振材料的过程中逐渐减小，最终通过所述安装座5将减振后的较小的振动传递给所述航空重力仪6，所述较小的振动应当是在航空重力仪6的可接受范围之内、不会对测量结果产生严重影响的振动强度。

由于所述国产捷联惯导式航空重力仪为近似正方体结构，因此将本装置设置成与所述航空重力仪投影面一致的方形结构，尽量减少空间的占用，并在视觉效果上与航空重力仪保持一致。

具体的，所述底座1和中间质量块3均为方形平板状结构，靠近四角位置均设有位置一致的第一安装孔7；所述第一安装孔7中安装有第一螺栓8，用于实现所述底座1、第一级减振材料2和中间质量块3的连接固定。

优选的，所述第一级减振材料2可以设置为薄片状的整块结构，也可设置为4块形状相同的第一减振结构201，分别位于所述底座1和中间质量块3的连接固定处例如，所述第一减振结构201的形状为中间设有通孔的梯形结构。优选的，所述中间质量块3的第一安装孔7内部及上部，设有用于隔离所述第一螺栓8与中间质量块3，以避免二者产生刚性接触的第一减振垫12；所述第一减振垫12可以设置多个，分别设置在第一安装孔7与第一螺栓8之间的环形空间，以及第一螺栓8的螺母下方。优选的，所述第二螺栓8为“螺杆-螺母”结构，所述第二螺栓8的螺杆为沉头结构，螺杆顶部嵌入底座1的第一安装孔7中，从而使本装置的底座1下表面保持平整，便于安装在飞机上面；所述螺母下方设有垫片，用于固定第一减振垫12。

具体的，所述安装座5为平板状的八角结构，八个角逐一间隔分为第一组角501和第二组角502，每组角的四个角延伸线构成一个方形形状；优选的，八个角的顶点可以做成直角结构(例如图1中所示的第一组角501)或梯形结构(例如图1中所示的第二组角502)，从而使得本装置结构更加紧凑。所述安装座5的第一组角501的四个角位置，以及所述中间质量块3的靠近四边中部的位置，设有位置一致的第二安装孔9；所述第二安装孔9中安装有第二螺栓10，用于实现所述中间质量块3、第二级减振材料4和安装座5的连接固定。所述第二级减振材料4可以采用薄片状的整体式结构，也可以采用4块形状相同的第二减振结构401，分别位于所述中间质量块3和所述安装座5的连接固定处；具体的，所述第二减振结构401的形状可以是中间设有通孔的梯形结构。所述安装座5的第二安装孔9内部及上部，设有用于隔离所述第二螺栓10与安装座5，以避免二者产生刚性接触的第二减振垫13。所述第二减振垫13可以设置多个，分别设置在第二安装孔9与第二螺栓10之间的环形空间，以及第二螺栓10的螺母下方。优选的，所述第二螺栓10为“螺杆-螺母”结构，所述第二螺栓10的螺杆为沉头结构，螺杆顶部嵌入中间质量块3的第二安装孔9中，从而使本装置的中间质量块3下表面保持平整；所述螺母下方设有垫片，用于固定第二减振垫13。

同时，所述安装座5的第二组角502的四个角位置，设有用于安装所述航空重力仪的第三安装孔14。

优选的，所述底座1的上表面、中间质量块3的上下表面及安装座5的下表面，与所述第一减振结构201和第二减振结构401接触的位置，设有与所接触的所第一减振结构201和/或第二减振结构401轮廓一致的凹槽11。拼装完成后，所述第一减振结构201和第二减振结构401嵌入凹槽11中，从而实现更好的安装固定效果和全维度(即水平方向和竖直方向)的减振效果。

实施例2：

本实施例给出实施例1所述用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置的具体参数设置。

对于航空重力仪两级减振系统，可以通过设计减振器的振动特性参数如弹性刚度、阻尼系数，以及减振系统中的中间质量块质量，来改变减振系统隔离和降低外界振动环境对航空重力仪测量的振动干扰的程度。因此，针对国产捷联惯导式航空重力仪，通过理论分析和实际测试，提出了如下最优参数设置：所述两级减振装置的第一级减振材料2的厚度为5cm，面积为0.072m²，动刚度k₂＝162500N/m，阻尼c₂＝700N·s/m；所述第二级减振材料4的厚度为3.75cm，面积为0.042m²，动刚度k₁＝111196N/m，阻尼c₁＝554N·s/m；所述中间质量块3的质量为m₂＝37.9kg；所述安装座5的质量为7kg，所述航空重力仪6的质量为48kg，所述航空重力仪6和安装座5的总质量m₁＝55kg。其中，所述第一级减振材料2和第二级减振材料4均为BSW公司生产的

150plus型号的海绵。

以下是实施例2所给出的两级减振装置在实际测试中的具体情况。

测试设备及仪器：

1、INV3018C型24位高精度数据采集仪；

2、DASP-V10工程版平台分析软件；

3、INV9828 ICP型加速度传感器；

4、待测试的两级减振系统1套；

5、振动激振台，2-100Hz扫频激振。

测试方法：

将所述两级减振系统固定在振动台上，在底座1和安装座5上安装振动传感器并连接振动采集仪。通过振动台进行2-100Hz扫频激振试验，分别采集振动台上底座1和系统减振后安装座5的振动加速度。使用DASP-V10工程软件，进行传递函数分析，设置适当的分析参数，根据上述原理进行处理和计算。

如图4所示，是本实施例两级减振装置的振动传递率曲线示意图。从图中可以看出，一、二阶固有频率分别在5和14Hz左右，减振系统的截止频率小于10Hz，振动传递率曲线经过一、二阶频率上共振后快速衰减，至20Hz时振动能量已衰减约-20dB(10倍)，至30Hz时已衰减约-40dB(100倍)，至40Hz时已衰减约-60dB(1000倍)，之后的高频段内振动衰减保持在-40～-60dB之间。如图5所示，是本实施例中的一级减振系统振动传递率实测曲线示意图。如图所示，所述两级减振装置在中、高频段内的减振性能远优于一级减振装置。此处的一级减振装置是指由两级减振装置拆掉第一级减振器和中间质量块后搭建而成的。

表1是根据两级减振系统在振动台的实际测试统计出的减振装置隔振效率汇总表，其中减振装置隔振效率的计算方法为：隔振效率＝(1-响应加速度/激振加速度)×100％。从表中的结果可以看出，本实施例提供的两级减振装置在不同的定频激发下，隔振效率均保持在99％以上；振动台扫频时加大共振频率段内的激振振幅，隔振效率仍保持在95％以上；而一级减振系统的隔振效率刚刚能够达到90％。由此可见，两级减振装置比一级减振装置具有明显的优势。

表1减振装置隔振效率汇总表

实施例3：

本实施例给出上述实施例两级减振系统的理论模型及减振效果的理论分析。

如图6和图7所示，图6为位移激励下的两级减振系统模型示意图，图7为两级减振系统分解及力学分析模型示意图。据此，建立航空重力仪减振系统位移激励下的运动微分方程为：

其中，m₁为航空重力仪和安装座的质量，c₁和k₁分别为第一级减振器的阻尼和动刚度，m₂为中间质量块的质量，c₂和k₂分别为第二级减振器的阻尼和动刚度，x₁、

和

分别为质量m₁的位移、速度和加速度，x₂、

和

分别为质量m₂的位移、速度和加速度，x₃和

分别为底座的位移和速度。

对方程(1)(2)整理并进行拉普拉斯变换后，得出两级减振系统位移放大因子：

其中，a₄＝m₁m₂，a₃＝m₁(c₁+c₂)+m₂c₁，a₂＝m₁(k₁+k₂)+m₂k₁+c₁c₂，a₁＝k₁c₂+k₂c₁，a₀＝k₁k₂，b₂＝c₁c₂，b₁＝k₁c₂+k₂c₁，b₀＝k₁k₂。

根据方程(3)，计算获得β₁₃的4个特征根，假设为：x₁±iy₁，x₂±iy₂(x₁、y₁、x₂、y₂为待求常数)。根据特征根计算出两级减振系统设计的一、二阶固有频率和阻尼比公式如下：

在相对平稳飞行条件之下，采集航空重力测量常用搭载机型的振动数据进行振动源分析，表2为获取这些机型的基频、叶片基频的统计信息。

表2航空重力仪搭载机型螺旋桨转速和基频统计

减振系统的固有频率在设计上错开飞机的共振频率，一、二阶的理想固有频率小于飞机螺旋桨周期转动的基频和叶片基频的

倍。飞机振动主要以基频和倍频的周期振动信号形式存在，周期基频乘以叶片数为叶片基频，飞机的振动能量主要集中在叶片基频和它的倍频上。

其中，n为飞机桨叶的转速，l为飞机的桨叶片数。

设计的两级减振系统一阶固有频率f₁在振动放大区不超过叶片基频频率的

倍；二阶固有频率f₂(如图4中已经进入振动能量的衰减区)小于叶片基频。设计减振系统的固有频率避开机载振动频率的干扰，设计的理想指标公式(7)和常规指标公式(8)中，满足公式(8)的最低指标。具体如下：

具体到实施例2，捷联式航空重力仪两级减振装置的第一级减振材料2的厚度为5cm，面积为0.072m²，动刚度k₂＝162500N/m，阻尼c₂＝700N·s/m；所述第二级减振材料4的厚度为3.75cm，面积为0.042m²，动刚度k₁＝111196N/m，阻尼c₁＝554N·s/m；所述中间质量块3的质量为m₂＝37.9kg；所述安装座5的质量为7kg，所述航空重力仪6的质量为48kg，质量m₁＝55kg。将以上参数代入公式(3)，获得减振装置的振动幅频响应函数：

如图8所示，为两级减振系统振动幅频响应理论分析曲线和振动传递率的实测曲线示意图，其中减振装置的一、二阶固有频率理论分析与实测基本一致，振动传递率分析曲线也基本吻合。

计算公式(9)的4个特征根为-2.44±32.46i、-19.14±88.41i。代入(4)、(5)式，获得捷联式两级减振装置的一、二阶固有频率和阻尼比，分别为5.18Hz、21.15％，14.40Hz、7.51％。将一、二阶固有频率代入公式(7)、(8)进行验证，结果显示减振装置在固定翼飞机上均满足公式(7)的理想指标；因直升机小松鼠B3的旋翼转速低周期基频偏小，减振装置在直升机上只满足公式(8)的设计指标。如果要设计两级减振系统具有更小的一、二阶固有频率，可以通过搜集具有更小刚度的两级减振器和增加中间质量块的质量来控制实现。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：包括：自下而上依次设置的底座、第一级减振材料、中间质量块、第二级减振材料和安装座；其中，所述底座用于安装固定在飞机上，所述安装座用于安装固定航空重力仪；所述飞机的振动经所述底座自下而上传递且逐渐减小，最终通过所述安装座传递给所述航空重力仪；

其中，所述第一级减振材料为薄片状结构，厚度为5cm，面积为0.072m²，动刚度k₂＝162500N/m，阻尼c₂＝700N·s/m；所述第二级减振材料为薄片状结构，厚度为3.75cm，面积为0.042m²，动刚度k₁＝111196N/m，阻尼c₁＝554N·s/m；所述中间质量块的质量为m₂＝37.9kg；所述安装座的质量为7kg；

所述底座和中间质量块均为方形平板状结构，靠近四角位置均设有位置一致的第一安装孔；所述第一安装孔中安装有第一螺栓，用于实现所述底座、第一级减振材料和中间质量块的连接固定；所述第一级减振材料包括4块形状相同的第一减振结构，分别位于所述底座和中间质量块的连接固定处；

所述安装座为平板状的八角结构，八个角逐一间隔分为第一组角和第二组角，每组角的四个角延伸线构成一个方形形状；所述安装座的第一组角的四个角位置，以及所述中间质量块的靠近四边中部的位置，设有位置一致的第二安装孔；所述第二安装孔中安装有第二螺栓，用于实现所述中间质量块、第二级减振材料和安装座的连接固定；所述第二级减振材料包括4块形状相同的第二减振结构，分别位于所述中间质量块和所述安装座的连接固定处；

所述安装座的第二组角的四个角位置，设有用于安装所述航空重力仪的第三安装孔；

所述第一减振结构和所述第二减振结构的形状为中间设有通孔的梯形结构；

所述底座的上表面、中间质量块的上下表面及安装座的下表面，与所述第一减振结构和第二减振结构接触的位置，设有与所接触的所述第一减振结构和/或第二减振结构轮廓一致的凹槽。

2.根据权利要求1所述的用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述第一级减振材料和第二级减振材料均为

150plus型号的海绵结构。

3.根据权利要求2所述的用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述的中间质量块的第一安装孔内部及上部，设有用于隔离所述第一螺栓与中间质量块，以避免二者产生刚性接触的第一减振垫；所述安装座的第二安装孔内部及上部，设有用于隔离所述第二螺栓与安装座，以避免二者产生刚性接触的第二减振垫。

4.根据权利要求3所述的用于国产捷联惯导式航空重力仪的两级减振装置，其特征在于：所述第一螺栓和第二螺栓为沉头螺栓结构。

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