CN114186349A - 一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法 - Google Patents

一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法 Download PDF

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CN114186349A CN202111554412.6A CN202111554412A CN114186349A CN 114186349 A CN114186349 A CN 114186349A CN 202111554412 A CN202111554412 A CN 202111554412A CN 114186349 A CN114186349 A CN 114186349A
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李益萱
刘继军
周江贝
何石
代承霖
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Abstract

本申请涉及一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法，包括：基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵：
Figure DDA0003418693980000011
基于特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息：
Figure DDA0003418693980000012
其中，
Figure DDA0003418693980000013
为试验工况下、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点、不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；
Figure DDA0003418693980000014
为试验工况下、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵。

Description

一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法
技术领域
本申请属于特定工况下飞机结构振动情况预测技术领域，具体涉及一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法。
背景技术
据统计，飞机上机载设备故障中有大约三分之一的故障是由飞机结构振动引起，确定飞机结构在各工况下振动情况，对于机载设备的考核、设计、改进具有重要意义。
在某些工况下，飞机结构的振动情况，可通过对其上各个振动响应点的测量直接得到，但在某些特定工况下，飞机结构上部分振动响应点的振动情况难以直接进行测量，为此，当前主要通过以下方法对特定工况下飞机结构的振动情况进行预测：
1)计算法，其中涉及较多的假设条件，难以保证结果的准确性；
2)统计法，根据实测数据包络而成，对数据处理方式简单，存在结果与实际相差较大的情形；
3)经验公式法，其所用公式缺少严谨的推导，难以对其进行剪裁或修正，极度依靠技术人员的经验，受主观影响大，不易推广适用。
鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
发明内容
本申请的目的是提供一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
本申请的技术方案是：
一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法，包括：
基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵：
Figure BDA0003418693960000021
基于特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息：
Figure BDA0003418693960000022
其中，
Figure BDA0003418693960000023
为飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵；
Figure BDA0003418693960000024
为试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响
应点、不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；
Figure BDA0003418693960000025
为试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响
应点间的互功率谱密度矩阵；
Figure BDA0003418693960000026
为特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动
响应点、不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；
Figure BDA0003418693960000027
为特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动
响应点间的互功率谱密度矩阵。
根据本申请的至少一个实施例，上述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法中，
Figure BDA0003418693960000031
Figure BDA0003418693960000032
其中，
Figure BDA0003418693960000033
为第K个试验工况下，飞机结构上第K个特定工况下易
于直接测量振动响应点、第U个特定工况下不易直接测量振动响应点间
的互功率谱密度；
Figure BDA0003418693960000034
为第K个试验工况下，飞机结构上第K个特定工况下易
于直接测量振动响应点、第K个特定工况下易于直接测量振动响应点间
的互功率谱密度。
根据本申请的至少一个实施例，上述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法中，
Figure BDA0003418693960000035
Figure BDA0003418693960000036
其中，
Figure BDA0003418693960000041
为特定工况下，飞机结构上第K个特定工况下易于直接
测量振动响应点、第U个特定工况下不易直接测量振动响应点间的互功
率谱密度；
Figure BDA0003418693960000042
为为特定工况下，飞机结构上第K个特定工况下易于直
接测量振动响应点、第K个特定工况下易于直接测量振动响应点间的互
功率谱密度。
根据本申请的至少一个实施例，上述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法中，试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，由布置在特定工况下易于直接测量振动响应点、特定工况下不易直接测量振动响应点的传感器，在试验工况下测量得到；
特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息，由布置在特定工况下易于直接测量振动响应点的传感器，在特定工况下测量得到。
根据本申请的至少一个实施例，上述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法中，所述传感器采用加速度传感器。
本申请至少存在以下有益技术效果：
提供一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法，其基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，其后以飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，以此，实现对特定工况下飞机结构振动情况的预测。
飞机结构振动传递率矩阵描述多自由度系统中两个振动响应点功率谱密度之间的关系，具有唯一性，基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，其后以飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，实现对特定工况下飞机结构振动情况的预测具有较高的可靠性。
附图说明
图1是本申请实施例提供的特定工况下飞机结构振动情况预测方法的示意图；
图2是本申请实施例提供的飞机翼面结构上响应点、激励点的分布示意图；
图3是本申请实施例提供的飞机机身及左右机翼表面加速度传感器分布示意图；
图4是本申请实施例提供的测点全测量时间段的时域加速度图；
图5是本申请实施例提供的在以测点在两种工况下的数据建立振动传递率矩阵，计算测点在第三种工况下的数据，与第三种工况下的数据对比的示意图。
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其位置关系仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。
下面结合附图1至图5，以一典型的飞机翼面结构为例，对本申请做进一步详细说明。
步骤一、明确翼面结构上在特定工况下不易直接测量振动响应点，可以是响应点3、响应点4、响应点5，在这三点处布置传感器；
步骤二、选择翼面结构上特定工况下易于直接测量振动响应点，可以是响应点1、响应点2，在这两点处布置好传感器；
步骤三、选择响应点1、响应点2、响应点3、响应点4、响应点5都易直接测量的工况作为试验工况，可以是工况1、工况2，其中，工况1只在激励点1处进行激励，工况2只在激励点2处进行激励，特定工况为工况3，同时在激励点1和激励点3处激励，响应点1、响应点2、响应点3、响应点4、响应点5、激励点1、激励点2、激励点3在飞机翼面结构上分布如图2所示。
步骤四、搭建测试平台，测试得到工况1、工况2中响应点1、响应点2、响应点3、响应点4、响应点5的时域信息，以及工况3中响应点1、响应点2的时域信息；
步骤五、采用测试得到的数据建立振动传递率矩阵，具体过程如下：
工况1只在激励点1处施加力载荷，
Figure BDA0003418693960000071
工况2只在激励点2处施加力载荷，
Figure BDA0003418693960000072
工况3为在激励点1和2处同时施加力载荷，
Figure BDA0003418693960000073
采用工况1、工况2下的响应点1、响应点2、响应点3、响应点4、响应点5的计算数据，建立翼面结构振动传递率矩阵，此时已知条件为：
Figure BDA0003418693960000074
在此工况1、工况2下建立各响应点的互功率谱密度矩阵，有：
Figure BDA0003418693960000081
Figure BDA0003418693960000082
假设工况1、工况2以a、b表示，则翼面结构振动传递率矩阵为：
Figure BDA0003418693960000083
步骤六、采用上一步骤建立的翼面结构振动传递率矩阵，在工况3下，以响应点1、响应点2间的互功率谱密度矩阵，求得响应点1、响应点2、响应点3、响应点4、响应点5之间的互功率谱密度矩阵，得到工况3下响应点3、响应点4、响应点5的频域信息，以此实现对翼面结构振动情况的预测：
Figure BDA0003418693960000084
在一个具体的测试事例中，测试飞机在发动机不同功率状态下机身外表面的相关载荷，测量工况如下表所示：
序号 发动机状态
第一工况 功率30％
第二工况 功率60％
第三工况 功率70％
第四工况 功率80％
第五工况 功率90％
第六工况 满功率
该项测试中共布置37个测点，用于测试飞机机身及左右机翼表面垂向的振动情况，每个测点位置均采用单向加速度计进行布置，安装位置示意图如图3所示，其中，机身上表面沿机身中轴线位置均匀布置加速度传感器5个，左右机翼上各布置16个加速度传感器。
测量频率范围0Hz～2000Hz，各工况稳定后记录时间为30秒，图4为测点1全测量时间段的时域加速度图。
将所有测点的加速度测试结果进行工况分类，取其工况稳定后的数值，为便于后期分析，尽量取稳定后的最长时间段，工况1取时域0～23s数据，工况2取时域38～88s数据，工况3取时域95～145s数据，工况4取时域152～192s数据，工况5取时域203～243s数据，工况6取时域255～270s数据。
采用不同的工况数据建立振动传递率矩阵，对本申请提供的特定工况下飞机结构振动情况预测方法进行验证：
1)、以测点1、测点2、测点3、测点4、测点5在两种工况下的数据建立传递率矩阵，以该传递率矩阵、测点1、测点2、在第三种工况下的数据，计算测点3、测点4、测点5在第三种工况下的数据，将计算得到的测点3、测点4、测点5在第三种工况下的数据，与实测数据进行对比，如图5所示；
2)、以测点1、测点6、测点10、测点13、测点15、测点2、测点3、测点4、测点5、测点7、测点8、测点9、测点11、测点12、测点14、测点16在五种工况下的数据建立传递率矩阵，以该传递率矩阵、测点1、测点6、测点10、测点13、测点15在第六种工况下的数据，测点2、测点3、测点4、测点5、测点7、测点8、测点9、测点11、测点12、测点14、测点16在第六种工况下的数据，与实测数据进行对比，经对比与图5有相似的结果，据此可得出，依据本申请公开的方法，建立振动传递率矩阵，对特定工况下测点的振动响应进行计算，结果准确可靠。
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种特定工况下飞机结构振动情况预测方法，其特征在于，包括：
基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵：
Figure FDA0003418693950000011
基于特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息：
Figure FDA0003418693950000012
其中，
Figure FDA0003418693950000013
为飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵；
Figure FDA0003418693950000014
为试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点、不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；
Figure FDA0003418693950000015
为试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；
Figure FDA0003418693950000016
为特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点、不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵；
Figure FDA0003418693950000017
为特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点间的互功率谱密度矩阵。
2.根据权利要求1所述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法，其特征在于，
Figure FDA0003418693950000021
Figure FDA0003418693950000022
其中，
Figure FDA0003418693950000023
为第K个试验工况下，飞机结构上第K个特定工况下易于直接测量振动响应点、第U个特定工况下不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度；
Figure FDA0003418693950000024
为第K个试验工况下，飞机结构上第K个特定工况下易于直接测量振动响应点、第K个特定工况下易于直接测量振动响应点间的互功率谱密度。
3.根据权利要求1所述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法，其特征在于，
Figure FDA0003418693950000025
Figure FDA0003418693950000026
其中，
Figure FDA0003418693950000031
为特定工况下，飞机结构上第K个特定工况下易于直接测量振动响应点、第U个特定工况下不易直接测量振动响应点间的互功率谱密度；
Figure FDA0003418693950000032
为为特定工况下，飞机结构上第K个特定工况下易于直接测量振动响应点、第K个特定工况下易于直接测量振动响应点间的互功率谱密度。
4.根据权利要求1所述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法，其特征在于，
试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，由布置在特定工况下易于直接测量振动响应点、特定工况下不易直接测量振动响应点的传感器，在试验工况下测量得到；
特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息，由布置在特定工况下易于直接测量振动响应点的传感器，在特定工况下测量得到。
5.根据权利要求4所述的特定工况下飞机结构振动情况预测方法，其特征在于，
所述传感器采用加速度传感器。
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