CN114791347B - 飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，涉及飞机测试技术领域，包括以下步骤：S1、试验系统构建；S2、正向控制：S2‑1、正向控制通道建立；S2‑2、正向测量通道建立；S2‑3、正向载荷施加；S2‑4、正向映射载荷谱测量；S3、反向控制：S3‑1、反向控制通道建立；S3‑2、反向测量通道建立；S3‑3、反向载荷施加；S3‑4、反向映射载荷谱测量；S4、载荷谱对比；S5、反向映射载荷谱修正；S6、映射控制。本发明综合考虑振动试验中各测点之间的映射关系以及高温环境下飞机结构的动力学特性变化，提出一种高温环境下的飞机振动控制方法。

Description

飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法。
背景技术
在飞机高温环境振动疲劳测试试验中，振动的控制及测量是其中的难点，常用的加速度传感器一般为压电式传感器，压电晶体在高温环境下会受到热辐射的影响，导致无法正常输出信号。目前现有的高温加速度传感器使用温度一般为600℃~800℃左右，而目前的飞机高温振动疲劳测试试验中，尤其是在对空天飞机等大型飞行器进行高温振动疲劳测试试验时，对热环境的要求普遍达到1000℃，甚至达到1200℃以上，远远不能满足飞机高温环境振动疲劳测试试验的需求，况且，常温下的加速度传感器普遍使用胶粘法固定在试验件被测位置，普通胶水在高温下粘接强度大幅降低，导致这种方法无法在高温下使用。
目前解决此类问题有两种方式：第一种方式为采用控制与试验件刚性连接的振动工装或水平滑台，从而间接控制试验件上的振动量级。此方法主要问题在于飞机试件的物理特性，尤其是飞机试件的刚度随温度的升高变化明显，导致飞机试件的动力学性能发生改变，如在试验中未考虑飞机试件随温度变化的影响而单独控制振动工装/振动水平滑台，高温下飞机试件的真实振动工况将和预设工况存在一定差异；第二种方式为采用非接触式激光测振仪直接在高温环境下对飞机试件进行振动控制。此方法主要问题在于在高温环境下为了保证飞机试件表面温度，飞机试件本身被隔热棉毡包裹的比较严实，很难准确将激光测点打在飞机试件控制位置，另一方面加热系统多采用石英灯辐射装置，辐射光会对激光测振仪的回光造成较大影响，导致控制曲线不稳，造成控制超差。
发明内容
针对上述存在的问题，本发明提供了飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法。
本发明的技术方案是：
飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，包括以下步骤：
S1、试验系统构建：在环境试验室内布设振动台，将水平滑台安装在所述振动台的一侧，将夹具固定安装在所述水平滑台上表面，将待测试件固定安装在所述夹具内，在待测试件两侧安装加热器，使待测试件位于两个所述加热器之间；
S2、正向控制：
S2-1、正向控制通道建立：在待测试件的待测位置处安装若干个第一加速度传感器，并将每个所述第一加速度传感器均与振动控制仪连接，将所述振动控制仪与所述振动台连接，使若干个第一加速度传感器作为正向控制通道；
S2-2、正向测量通道建立：在所述水平滑台上表面安装一个第二加速度传感器，所述第二加速度传感器的安装位置位于两个所述加热器的加热范围之外，使第二加速度传感器作为正向测量通道；
S2-3、正向载荷施加：开启所述振动台，在常温条件下，将飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱作为正向载荷，通过所述振动控制仪将正向载荷施加至所述第一加速度传感器所在位置，进行正向控制；
S2-4、正向映射载荷谱测量：待步骤S2-3中施加的正向载荷稳定后，开启所述第二加速度传感器进行正向测量，测量在正向控制条件下两个所述加热器的加热范围之外的水平滑台的载荷，得到正向映射载荷谱，并关闭振动台；
S3、反向控制：
S3-1、反向控制通道建立：保持步骤S2-2中的第二加速度传感器的位置不变，将第二加速度传感器与所述振动控制仪连接，使第二加速度传感器作为反向控制通道；
S3-2、反向测量通道建立：保持步骤S2-1中的若干个第一加速度传感器的位置不变，使若干个第一加速度传感器作为反向测量通道；
S3-3、反向载荷施加：开启所述振动台，在常温条件下，将步骤S2-4中得到的正向映射载荷谱作为反向载荷，通过所述振动控制仪将反向载荷施加至所述第二加速度传感器所在位置，进行反向控制；
S3-4、反向映射载荷谱测量：待步骤S3-3中施加的反向载荷稳定后，开启所述第一加速度传感器进行反向测量，测量在反向控制条件下两个所述加热器之间的待测试件的载荷，得到反向映射载荷谱，并关闭振动台；
S4、载荷谱对比：将步骤S3-4中得到的反向映射载荷谱与步骤S2-3中飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱进行对比，若反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致，则进入步骤S5，若反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱不一致，则重复循环上述步骤S2和S3直至反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致后，进入步骤S5；
S5、反向映射载荷谱修正：
待测试件的弹性模量随温度变化的关系式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
式中，γ为待测试件的弹性模量随温度变化率；ET为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件的弹性模量；E0为常温条件下待测试件的弹性模量；△T为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度与常温的差值；
步骤S4中重复循环得到的反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE004
式中，[K]为待测试件的刚度矩阵；ω为常温条件下待测试件在某一峰值下的模态频率；[M]为待测试件的质量矩阵；
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为待测试件的振型向量；
以全部的常温条件下待测试件在各个峰值下的模态频率ω组成的总峰值频率为横坐标，以功率谱密度为纵坐标，绘制曲线，即得到反向映射载荷谱；
假设飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件的结构质量不变，则反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率修正计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE008
式中，[KT]为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件的刚度矩阵，[KT]=[K]+γ△T；ωT为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件在某一峰值下的模态频率；
以全部的飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件在各个峰值下的模态频率ωT组成的总峰值频率为横坐标，以功率谱密度为纵坐标，绘制曲线，即得到修正后的反向映射载荷谱；
S6、映射控制：拆除待测试件上的若干个所述第一加速度传感器，开启两个所述加热器，通过两个加热器将待测试件加热至飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件，开启所述振动台，所述第二加速度传感器作为映射控制通道，将步骤S5中得到的修正后的反向映射载荷谱通过所述振动控制仪施加至第二加速度传感器所在位置，达到模拟飞机高温振动疲劳测试指定振动点的目的。
进一步地，所述第一加速度传感器的数量为1个。使用1个第一加速度传感器时，则正向控制和反向控制的精确度更高，在步骤S4中并不需要多次对比即可实现较高的映射精度。
进一步地，所述第一加速度传感器的数量为2个或3个。使用多个第一加速度传感器，可以满足各种不同的待测试件所需要施加的载荷需求，还可以根据待测位置的结构、面积合理调节第一加速度传感器的个数。
进一步地，所述步骤S2、S3和S5中常温条件均为20-30℃。该常温条件即为环境试验室内部温度，方便进行调节。
进一步地，所述步骤S2-3到步骤S2-4中，开始施加正向载荷到施加的正向载荷稳定的时间为30s-60s。通过控制正向载荷稳定的时间使正向载荷映射的载荷谱更加均衡。
进一步地，所述步骤S3-3到步骤S3-4中，开始施加反向载荷到施加的反向载荷稳定的时间为30s-60s。通过控制反向载荷稳定的时间使反向载荷映射的载荷谱更加均衡。
进一步地，所述步骤S4中，反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致的判断标准为：反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱的功率谱密度误差不超过±3~6dB。该误差范围符合满足GJB150.16A-2009《军用设备环境试验方法 第16部分：振动试验》的要求。
进一步地，所述步骤S5中，将待测试件的弹性模量随温度变化的关系式、反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率计算公式和反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率修正计算公式导入到计算软件中，通过计算软件进行反向映射载荷谱修正的过程。通过计算软件进行反向映射载荷谱修正，结果精确，运算速度快。
进一步地，所述步骤S6中通过控制加热器的热电偶达到飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件，两个加热器关于待测试件对称设置。通过保持待测试件在两个加热器的中间位置确保加热均匀。
本发明的有益效果是：
本发明的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法主要针对高温环境下的飞机振动控制，通过正向控制、反向控制、载荷谱对比以及反向映射载荷谱修正得到修正后的反向映射载荷谱，该修正后的反向映射载荷谱综合考虑了振动试验中各测点之间的映射关系以及高温环境下飞机结构的动力学特性变化等综合因素，且能够从两个加热器的加热范围之外的水平滑台位置出发进行控制，实现高温条件下待测试件的精确载荷控制，解决了高温条件下加速度传感器容易失效的问题，提出一种可靠、易实现、能够满足试验要求的高温环境下的飞机振动控制方法。
附图说明
图1是本发明的试验系统示意图；
图2是本发明飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法流程图；
图3是本发明实验例中的正向映射载荷谱示意图；
图4是本发明实验例中的反向映射载荷谱示意图；
图5是本发明实验例中的修正后的反向映射载荷谱示意图。
其中，1-振动台，2-水平滑台，3-夹具，4-待测试件，5-加热器，6-第一加速度传感器，7-第二加速度传感器，8-振动控制仪。
具体实施方式
实施例1
飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，包括以下步骤：
S1、试验系统构建：在环境试验室内布设振动台1，将水平滑台2安装在振动台1的一侧，将夹具3固定安装在水平滑台2上表面，将待测试件4固定安装在夹具3内，在待测试件4两侧安装加热器5，使待测试件4位于两个加热器5之间；
S2、正向控制：
S2-1、正向控制通道建立：在待测试件4的待测位置处安装1个第一加速度传感器6，并将每个第一加速度传感器6均与振动控制仪8连接，将振动控制仪8与振动台1连接，使1个第一加速度传感器6作为正向控制通道；
S2-2、正向测量通道建立：在水平滑台2上表面安装一个第二加速度传感器7，第二加速度传感器7的安装位置位于两个加热器5的加热范围之外，使第二加速度传感器7作为正向测量通道；
S2-3、正向载荷施加：开启振动台1，在常温条件下，将飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱作为正向载荷，通过振动控制仪8将正向载荷施加至第一加速度传感器6所在位置，进行正向控制；
S2-4、正向映射载荷谱测量：待步骤S2-3中施加的正向载荷稳定后，开始施加正向载荷到施加的正向载荷稳定的时间为45s，开启第二加速度传感器7进行正向测量，测量在正向控制条件下两个加热器5的加热范围之外的水平滑台2的载荷，得到正向映射载荷谱，并关闭振动台1；
S3、反向控制：
S3-1、反向控制通道建立：保持步骤S2-2中的第二加速度传感器7的位置不变，将第二加速度传感器7与振动控制仪8连接，使第二加速度传感器7作为反向控制通道；
S3-2、反向测量通道建立：保持步骤S2-1中的1个第一加速度传感器6的位置不变，使1个第一加速度传感器6作为反向测量通道；
S3-3、反向载荷施加：开启振动台1，在常温条件下，将步骤S2-4中得到的正向映射载荷谱作为反向载荷，通过振动控制仪8将反向载荷施加至第二加速度传感器7所在位置，进行反向控制；
S3-4、反向映射载荷谱测量：待步骤S3-3中施加的反向载荷稳定后，开始施加反向载荷到施加的反向载荷稳定的时间为45s，开启第一加速度传感器6进行反向测量，测量在反向控制条件下两个加热器5之间的待测试件4的载荷，得到反向映射载荷谱，并关闭振动台1；
S4、载荷谱对比：将步骤S3-4中得到的反向映射载荷谱与步骤S2-3中飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱进行对比，若反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致，则进入步骤S5，若反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱不一致，则重复循环上述步骤S2和S3直至反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致，反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致的判断标准为：反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱的功率谱密度误差不超过±4dB，反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致后，进入步骤S5；
S5、反向映射载荷谱修正：
待测试件4的弹性模量随温度变化的关系式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE002A
式中，γ为待测试件4的弹性模量随温度变化率；ET为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件4的弹性模量；E0为常温条件下待测试件4的弹性模量；△T为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度与常温的差值；
步骤S4中重复循环得到的反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
式中，[K]为待测试件4的刚度矩阵；ω为常温条件下待测试件4在某一峰值下的模态频率；[M]为待测试件4的质量矩阵；
Figure 562390DEST_PATH_IMAGE006
为待测试件4的振型向量；
以全部的常温条件下待测试件4在各个峰值下的模态频率ω组成的总峰值频率为横坐标，以功率谱密度为纵坐标，绘制曲线，即得到反向映射载荷谱；
假设飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件4的结构质量不变，则反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率修正计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE008A
式中，[KT]为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件4的刚度矩阵，[KT]=[K]+γ△T；ωT为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件4在某一峰值下的模态频率；
以全部的飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件4在各个峰值下的模态频率ωT组成的总峰值频率为横坐标，以功率谱密度为纵坐标，绘制曲线，即得到修正后的反向映射载荷谱；
将待测试件4的弹性模量随温度变化的关系式、反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率计算公式和反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率修正计算公式导入到计算软件中，通过计算软件进行反向映射载荷谱修正的过程，计算软件为亿恒控制软件；
步骤S2、S3和S5中常温条件均为27℃；
S6、映射控制：拆除待测试件4上的1个第一加速度传感器6，开启两个加热器5，通过控制加热器5的热电偶达到飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件，两个加热器5关于待测试件4对称设置，通过两个加热器5将待测试件4加热至飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件，开启振动台1，第二加速度传感器7作为映射控制通道，将步骤S5中得到的修正后的反向映射载荷谱通过振动控制仪8施加至第二加速度传感器7所在位置，达到模拟飞机高温振动疲劳测试指定振动点的目的。
实施例2
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：第一加速度传感器6的数量为2个。
实施例3
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：第一加速度传感器6的数量为3个。
实施例4
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S2、S3和S5中常温条件均为20℃。
实施例5
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S2、S3和S5中常温条件均为30℃。
实施例6
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S2-3到步骤S2-4中，开始施加正向载荷到施加的正向载荷稳定的时间为30s；步骤S3-3到步骤S3-4中，开始施加反向载荷到施加的反向载荷稳定的时间为30s。
实施例7
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S2-3到步骤S2-4中，开始施加正向载荷到施加的正向载荷稳定的时间为60s；步骤S3-3到步骤S3-4中，开始施加反向载荷到施加的反向载荷稳定的时间为60s。
实施例8
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S4中，反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致的判断标准为：反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱的功率谱密度误差不超过±3dB。
实施例9
本实施例与实施例1基本相同，其不同之处在于：步骤S4中，反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致的判断标准为：反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱的功率谱密度误差不超过±6dB。
实验例
以实施例1的方法为例，进行飞机高温振动疲劳测试，待测试件4为飞机天线罩，试验温度为1000℃，步骤S2-4得到的正向映射载荷谱如图3所示，正向映射载荷谱为典型梯形谱，其中，横坐标为频率，Hz；纵坐标为功率谱密度，g2/Hz；浅色直线为±3dB限制线；深色直线为±6dB限制线；浅色曲线为飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱；深色曲线为正向映射载荷谱。
步骤S3-4得到的反向映射载荷谱如图4所示，其中，深色曲线为正向映射载荷谱；浅色曲线为反向映射载荷谱，由图3和图4可以看出，反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱几乎一致，仅有个别频率点超出±3dB范围，均在要求控制谱线的范围内，满足GJB150.16A-2009《军用设备环境试验方法 第16部分：振动试验》的要求。
步骤S5得到的反向映射载荷谱修正曲线如图5所示，图5中以飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件4在共7个峰值下的模态频率ωT组成的总峰值频率为横坐标，以功率谱密度为纵坐标，绘制曲线，即得到修正后的反向映射载荷谱，使用图5所示的修正后的反向映射载荷谱进行步骤S6即可。

Claims (9)

1.飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、试验系统构建：在环境试验室内布设振动台（1），将水平滑台（2）安装在所述振动台（1）的一侧，将夹具（3）固定安装在所述水平滑台（2）上表面，将待测试件（4）固定安装在所述夹具（3）内，在待测试件（4）两侧安装加热器（5），使待测试件（4）位于两个所述加热器（5）之间；
S2、正向控制：
S2-1、正向控制通道建立：在待测试件（4）的待测位置处安装若干个第一加速度传感器（6），并将每个所述第一加速度传感器（6）均与振动控制仪（8）连接，将所述振动控制仪（8）与所述振动台（1）连接，使若干个第一加速度传感器（6）作为正向控制通道；
S2-2、正向测量通道建立：在所述水平滑台（2）上表面安装一个第二加速度传感器（7），所述第二加速度传感器（7）的安装位置位于两个所述加热器（5）的加热范围之外，使第二加速度传感器（7）作为正向测量通道；
S2-3、正向载荷施加：开启所述振动台（1），在常温条件下，将飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱作为正向载荷，通过所述振动控制仪（8）将正向载荷施加至所述第一加速度传感器（6）所在位置，进行正向控制；
S2-4、正向映射载荷谱测量：待步骤S2-3中施加的正向载荷稳定后，开启所述第二加速度传感器（7）进行正向测量，测量在正向控制条件下两个所述加热器（5）的加热范围之外的水平滑台（2）的载荷，得到正向映射载荷谱，并关闭振动台（1）；
S3、反向控制：
S3-1、反向控制通道建立：保持步骤S2-2中的第二加速度传感器（7）的位置不变，将第二加速度传感器（7）与所述振动控制仪（8）连接，使第二加速度传感器（7）作为反向控制通道；
S3-2、反向测量通道建立：保持步骤S2-1中的若干个第一加速度传感器（6）的位置不变，使若干个第一加速度传感器（6）作为反向测量通道；
S3-3、反向载荷施加：开启所述振动台（1），在常温条件下，将步骤S2-4中得到的正向映射载荷谱作为反向载荷，通过所述振动控制仪（8）将反向载荷施加至所述第二加速度传感器（7）所在位置，进行反向控制；
S3-4、反向映射载荷谱测量：待步骤S3-3中施加的反向载荷稳定后，开启所述第一加速度传感器（6）进行反向测量，测量在反向控制条件下两个所述加热器（5）之间的待测试件（4）的载荷，得到反向映射载荷谱，并关闭振动台（1）；
S4、载荷谱对比：将步骤S3-4中得到的反向映射载荷谱与步骤S2-3中飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱进行对比，若反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致，则进入步骤S5，若反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱不一致，则重复循环上述步骤S2和S3直至反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致后，进入步骤S5；
S5、反向映射载荷谱修正：
待测试件（4）的弹性模量随温度变化的关系式如下：
Figure 676811DEST_PATH_IMAGE002
式中，γ为待测试件（4）的弹性模量随温度变化率；ET为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件（4）的弹性模量；E0为常温条件下待测试件（4）的弹性模量；△T为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度与常温的差值；
步骤S4中重复循环得到的反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率计算公式为：
Figure 597493DEST_PATH_IMAGE004
式中，[K]为待测试件（4）的刚度矩阵；ω为常温条件下待测试件（4）在某一峰值下的模 态频率；[M]为待测试件（4）的质量矩阵；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为待测试件（4）的振型向量；
以全部的常温条件下待测试件（4）在各个峰值下的模态频率ω组成的总峰值频率为横坐标，以功率谱密度为纵坐标，绘制曲线，即得到反向映射载荷谱；
假设飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件（4）的结构质量不变，则反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率修正计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE007
式中，[KT]为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件（4）的刚度矩阵，[KT]=[K]+γ△T；ωT为飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件（4）在某一峰值下的模态频率；
以全部的飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件下待测试件（4）在各个峰值下的模态频率ωT组成的总峰值频率为横坐标，以功率谱密度为纵坐标，绘制曲线，即得到修正后的反向映射载荷谱；
S6、映射控制：拆除待测试件（4）上的若干个所述第一加速度传感器（6），开启两个所述加热器（5），通过两个加热器（5）将待测试件（4）加热至飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件，开启所述振动台（1），所述第二加速度传感器（7）作为映射控制通道，将步骤S5中得到的修正后的反向映射载荷谱通过所述振动控制仪（8）施加至第二加速度传感器（7）所在位置，达到模拟飞机高温振动疲劳测试指定振动点的目的。
2.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述第一加速度传感器（6）的数量为1个。
3.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述第一加速度传感器（6）的数量为2个或3个。
4.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述步骤S2、S3和S5中常温条件均为20-30℃。
5.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述步骤S2-3到步骤S2-4中，开始施加正向载荷到施加的正向载荷稳定的时间为30s-60s。
6.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述步骤S3-3到步骤S3-4中，开始施加反向载荷到施加的反向载荷稳定的时间为30s-60s。
7.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述步骤S4中，反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱一致的判断标准为：反向映射载荷谱与飞机高温振动疲劳测试所需要的载荷谱的功率谱密度误差不超过±3~6dB。
8.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述步骤S5中，将待测试件（4）的弹性模量随温度变化的关系式、反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率计算公式和反向映射载荷谱在某一峰值下的模态频率修正计算公式导入到计算软件中，通过计算软件进行反向映射载荷谱修正的过程。
9.根据权利要求1所述的飞机高温振动疲劳测试中基于映射修正的响应控制方法，其特征在于，所述步骤S6中通过控制加热器（5）的热电偶达到飞机高温振动疲劳测试所需要的温度条件，两个加热器（5）关于待测试件（4）对称设置。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10258335A1 (de) * 2002-12-12 2004-06-24 Bayerische Motoren Werke Ag Verfahren zur Untersuchung der Betriebsfestigkeit einer Kfz-Einrichtung auf einem Prüfstand
JP2005181195A (ja) * 2003-12-22 2005-07-07 Osaka Prefecture 振動試験方法
CN105416609A (zh) * 2015-12-08 2016-03-23 中国飞机强度研究所 一种多场耦合试验系统及试验方法
CN106840562A (zh) * 2017-01-09 2017-06-13 北京航空航天大学 一种叶轮机械中带榫头叶片高温振动疲劳试验中的分体式隔热夹具及方法
CN108168857A (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法
CN109459129A (zh) * 2018-09-27 2019-03-12 成都理工大学 一种高效求解高速列车过桥振动随机特性的分析方法
WO2020191703A1 (zh) * 2019-03-22 2020-10-01 东北大学 一种基于反向共振的复合材料热振疲劳试验装置及方法
CN112179595A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法
CN112697365A (zh) * 2020-12-03 2021-04-23 北京机电工程研究所 一种基于形位等效反推控制的热振动试验装置及试验方法
CN114509250A (zh) * 2021-12-31 2022-05-17 中国飞机强度研究所 一种用于航空壁板的常规疲劳与振动载荷联合加载装置

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2993359B1 (fr) * 2012-07-16 2014-08-29 Snecma Procede de realisation d’un essai en fatigue vibratoire d’une piece mecanique
GB201510408D0 (en) * 2015-06-15 2015-07-29 Rolls Royce Plc Vibration fatigue testing
EP3505724B1 (en) * 2017-08-01 2020-08-19 Dalian University Of Technology Method for monitoring vibration and strain of key parts of tunnel boring machine

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10258335A1 (de) * 2002-12-12 2004-06-24 Bayerische Motoren Werke Ag Verfahren zur Untersuchung der Betriebsfestigkeit einer Kfz-Einrichtung auf einem Prüfstand
JP2005181195A (ja) * 2003-12-22 2005-07-07 Osaka Prefecture 振動試験方法
CN105416609A (zh) * 2015-12-08 2016-03-23 中国飞机强度研究所 一种多场耦合试验系统及试验方法
CN106840562A (zh) * 2017-01-09 2017-06-13 北京航空航天大学 一种叶轮机械中带榫头叶片高温振动疲劳试验中的分体式隔热夹具及方法
CN108168857A (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种座舱盖疲劳试验中温度控制方法
CN109459129A (zh) * 2018-09-27 2019-03-12 成都理工大学 一种高效求解高速列车过桥振动随机特性的分析方法
WO2020191703A1 (zh) * 2019-03-22 2020-10-01 东北大学 一种基于反向共振的复合材料热振疲劳试验装置及方法
CN112179595A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 中国直升机设计研究所 一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法
CN112697365A (zh) * 2020-12-03 2021-04-23 北京机电工程研究所 一种基于形位等效反推控制的热振动试验装置及试验方法
CN114509250A (zh) * 2021-12-31 2022-05-17 中国飞机强度研究所 一种用于航空壁板的常规疲劳与振动载荷联合加载装置

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
多轴应力响应下结构振动疲劳寿命预估的时域方法研究;白春玉 等;《机械科学与技术》;20130215;第32卷(第2期);全文 *
温度场分布下汽车排气系统振动疲劳寿命分析;舒爱梅 等;《机械强度》;20200612;第42卷(第3期);全文 *
电控自动变速器执行机构振动疲劳试验研究;杨平;《现代制造工程》;20171018(第10期);全文 *

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