CN114813005B - 一种飞机部件振动疲劳特性测试系统及其方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞机部件试验件的测试技术领域，涉及一种飞机部件振动疲劳特性测试系统及其方法，其中方法包括：在宽频率范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件初始的共振频率、阻尼比以及与激振的幅值比，以及确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围，并在该范围内对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件精确的共振频率、阻尼比以及与激振的幅值比，结合测试系统的频率分辨率，得到应用跟踪相位差；基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试。
Description
技术领域
本申请属于飞机部件试验件的测试技术领域，具体涉及一种飞机部件振动疲劳特性测试系统及其方法。
背景技术
飞机部件在飞机飞行过程中，多处于振动环境，对飞机部件进行振动疲劳特性测试，可为飞机部件的设计、改进提供支撑。
对于飞机部件的振动疲劳特性测试，分为非共振状态下的疲劳特性测试、共振状态下的疲劳特性测试，其中，非共振状态下的疲劳特性测试分析研究时，会降低对飞机部件振动疲劳特性的可靠性。
当前，对飞机部件进行共振状态下的疲劳特性测试，多是采用以下两种方法：
共振频率锁定法，其通过扫频获得飞机部件试验件的共振频率，以该共振频率锁定激振的频率，对飞机部件试验件进行疲劳特性测试，该种方法简单易于操作，但在对飞机部件试验件进行疲劳特性测试过程中，飞机部件试验件的共振频率会随时间漂移变化，不能够在整个疲劳特性测试过程始终保持激振频率为飞机部件试验件的共振频率，致使测试结果不够可靠；
相位差跟踪共振驻留法，该种方法通过相位差进行跟踪，理论上可在整个疲劳特性测试过程始终保持激振频率为飞机部件试验件的共振频率，但实际中需要对相位差跟踪条件进行设置，相位差跟踪条件设置的宽松难以保证整个疲劳特性测试过程保持激振频率为飞机部件试验件的共振频率，相位差跟踪条件设置的严苛又会因为测试系统的频率分辨率等问题使得测试不能够顺利完成。
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飞机部件试验件振动疲劳测试系统及其方法，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：
一方面提供一种飞机部件振动疲劳特性测试方法，包括：
在宽频率范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比；
基于飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围；
在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的精确共振频率、精确阻尼比以及与激振的精确幅值比；
基于飞机部件试验件的精确阻尼比、与激振的精确幅值比以及测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正，得到应用跟踪相位差；
基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法中，基于飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围，具体为：
Fu=10e/2Fr；
Fd=10-e/2Fr；
e=10Er/4.4Nr2；
其中，
Fu为飞机部件试验件的共振频率搜索范围的上限；
Fr为飞机部件试验件的初始共振频率；
Fd为飞机部件试验件的共振频率搜索范围的下限；
e为飞机部件试验件共振频率偏差系数；
Er为飞机部件试验件的初始阻尼比；
Nr为飞机部件试验件与激振的初始幅值比。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法中，基于飞机部件试验件的精确阻尼比、与激振的精确幅值比以及测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正，得到应用跟踪相位差，具体为：
Wr= Wo(1-aE)b；
a=10NE/ΔF；
b= NE/2ΔF2；
其中，
Wr为应用跟踪相位差；
Wo为理论跟踪相位差；
a、b为跟踪相位差偏差系数；
E为飞机部件试验件的精确阻尼比；
N为飞机部件试验件与激振的精确幅值比；
ΔF为测试系统的频率分辨率。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法中，还包括：
在对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试之前，选取对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试的激振量级，具体为：
在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的精确共振频率；
以飞机部件试验件的精确共振频率锁定激振频率，对飞机部件试验件进行振动，标定飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应与飞机部件试验件振动响应的对应关系；
以飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应，乘以飞机部件试验件的弹性模量，得到飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应；
以飞机部件试验件振动响应，除以飞机部件试验件与激振的精确幅值比，得到激振量级；
构建飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应与激振量级间的对应关系，基于该关系，选取对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试的激振量级。
另一方面提供一种飞机部件振动疲劳特性测试系统，用以实现任一上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法，包括：
激振台；
激振夹具，连接在激振台上；
飞机部件试验件，由激振夹具夹持；
功率放大器，连接激振台；
加速度传感器，连接在激振台上；
激振测控仪，与功率放大器、加速度传感器连接，构成对激振台激振的负反馈控制，进而控制飞机部件试验件的振动；
激光测振仪，与激振测控仪连接，用以测量飞机部件试验件的振动响应。
根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机部件振动疲劳特性测试系统中，还包括：
上位机，连接激振测控仪，以能够操控激振测控仪，以及能够基于加速度传感器、激光测振仪的测量信号计算得到飞机部件试验件的共振频率、阻尼比以及与激振的幅值比。
本申请至少存在以下有益技术效果：
提供一种飞机部件振动疲劳特性测试方法，其设计在得到飞机部件试验件的初始共振频率基础上，结合初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，得出飞机部件试验件的共振频率搜索范围，并在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，通过对飞机部件试验件进行扫频得到飞机部件试验件的精确共振频率、精确阻尼比以及与激振的精确幅值比，结合测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正得到应用跟踪相位差，充分考虑飞机部件试验件自身以及测试系统的特性，进而基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试，能够很好的平衡相位差跟踪条件，保证整个疲劳特性测试过程保持激振频率为飞机部件试验件的共振频率，且可使测试能够顺利完成。
此外，提供一种飞机部件振动疲劳特性测试系统，该系统用以实现上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法，其技术效果可参考飞机部件振动疲劳特性测试方法相关部分的技术效果，在此不再赘述。
附图说明
图1是本申请实施例提供的飞机部件振动疲劳特性测试方法的流程图；
图2是本申请实施例提供的飞机部件振动疲劳特性测试系统的示意图；
其中：
1-激振台；2-激振夹具；3-飞机部件试验件；4-功率放大器；5-加速度传感器；6-激振测控仪；7-激光测振仪；8-上位机；9-应变片。
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，附图仅用于示例性说明，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2对本申请做进一步详细说明。
一方面提供一种飞机部件振动疲劳特性测试方法，包括：
在宽频率范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，飞机部件试验件以与飞机部件相同的金属材料制作，可为元件级试验件；
基于飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围；
在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的精确共振频率、精确阻尼比以及与激振的精确幅值比；
基于飞机部件试验件的精确阻尼比、与激振的精确幅值比以及测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正，得到应用跟踪相位差；
基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试。
对于上述实施例公开的飞机部件振动疲劳特性测试方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计在得到飞机部件试验件的初始共振频率基础上，结合初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，得出飞机部件试验件的共振频率搜索范围，并在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，通过对飞机部件试验件进行扫频得到飞机部件试验件的精确共振频率、精确阻尼比以及与激振的精确幅值比，结合测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正得到应用跟踪相位差，充分考虑飞机部件试验件自身以及测试系统的特性，进而基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试，能够很好的平衡相位差跟踪条件，保证整个疲劳特性测试过程保持激振频率为飞机部件试验件的共振频率，且可使测试能够顺利完成。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法中，基于飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围，具体为：
Fu=10e/2Fr；
Fd=10-e/2Fr；
e=10Er/4.4Nr2；
其中，
Fu为飞机部件试验件的共振频率搜索范围的上限；
Fr为飞机部件试验件的初始共振频率；
Fd为飞机部件试验件的共振频率搜索范围的下限；
e为飞机部件试验件共振频率偏差系数；
Er为飞机部件试验件的初始阻尼比；
Nr为飞机部件试验件与激振的初始幅值比。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法中，基于飞机部件试验件的精确阻尼比、与激振的精确幅值比以及测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正，得到应用跟踪相位差，具体为：
Wr= Wo(1-aE)b；
a=10NE/ΔF；
b= NE/2ΔF2；
其中，
Wr为应用跟踪相位差；
Wo为理论跟踪相位差；
a、b为跟踪相位差偏差系数；
E为飞机部件试验件的精确阻尼比；
N为飞机部件试验件与激振的精确幅值比；
ΔF为测试系统的频率分辨率。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法中，还包括：
在对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试之前，选取对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试的激振量级，具体为：
在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的精确共振频率；
以飞机部件试验件的精确共振频率锁定激振频率，对飞机部件试验件进行振动，标定飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应与飞机部件试验件振动响应的对应关系；
以飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应，乘以飞机部件试验件的弹性模量，得到飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应；
以飞机部件试验件振动响应，除以飞机部件试验件与激振的精确幅值比，得到激振量级；
构建飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应与激振量级间的对应关系，基于该关系，选取对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试的激振量级，即是根据飞机部件试验件预期振动破坏位置期望的应力响应程度，相应选取对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试的激振量级。
另一方面提供一种飞机部件振动疲劳特性测试系统，用以实现任一上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法，包括：
激振台1；
激振夹具2，连接在激振台1上；
飞机部件试验件3，由激振夹具2夹持；
功率放大器4，连接激振台1；
加速度传感器5，连接在激振台1上；
激振测控仪6，与功率放大器4、加速度传感器5连接，构成对激振台1激振的负反馈控制，进而控制飞机部件试验件3的振动；
激光测振仪7，与激振测控仪6连接，用以测量飞机部件试验件3的振动响应。
在一些可选的实施例中，上述的飞机部件振动疲劳特性测试系统中，还包括：
上位机8，连接激振测控仪6，以能够操控激振测控仪6，以及能够基于加速度传感器5、激光测振仪7的测量信号计算得到飞机部件试验件3的共振频率、阻尼比以及与激振的幅值比。
在一个具体的实施例中，以上述飞机部件振动疲劳特性测试系统，辅助实现上述的飞机部件振动疲劳特性测试方法，具体过程如下：
以激振测控仪6、功率放大器4、加速度传感器5构成负反馈控制系统，控制激振台1激振，在20Hz-2000Hz内对飞机部件试验件3进行正弦扫频，以激光测振仪7测量飞机部件试验件3的振动响应，具体可以是测量飞机部件试验件3自由端的振动响应，得到飞机部件试验件的初始共振频率268.5Hz、初始阻尼比0.164%以及与激振的初始幅值比3.72；
基于飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围258.4Hz~279Hz；
以激振测控仪6、功率放大器4、加速度传感器5构成负反馈控制系统，控制激振台1激振，在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，对飞机部件试验件3进行正弦扫频，得到飞机部件试验件的精确共振频率268.37Hz、精确阻尼比0.151%以及与激振的精确幅值比3.81；
在该飞机部件振动疲劳特性测试系统中，激振信号为以加速度传感器5测得的加速度信号，响应信号为以激振测控仪6测得的速度信号，加速度激振信号与速度响应信号之间，在飞机试验件3共振状态下的理论相位差为-180°；
基于飞机部件试验件的精确阻尼比、与激振的精确幅值比以及测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正，得到应用跟踪相位差-177°；
在飞机部件试验件预期振动破坏位置粘贴应变片9，用以测量飞机部件试验件振动时，飞机部件试验件预期振动破坏位置的应变响应；
以飞机部件试验件的精确共振频率锁定激振频率，对飞机部件试验件进行振动，标定飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应与飞机部件试验件振动响应的对应关系；
以飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应，乘以飞机部件试验件的弹性模量，得到飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应；
以飞机部件试验件振动响应，除以飞机部件试验件与激振的精确幅值比，得到激振量级；
构建飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应与激振量级间的对应关系，基于该关系，选取飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应幅值1704με，对应的飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试激振量级，确定正弦激振量级幅值为15.3g；
基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试，最终得到飞机部件试验件3振动疲劳寿命循环次数为3.98*106。
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 (2)
1.一种飞机部件振动疲劳特性测试方法，其特征在于，包括：
在宽频率范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比；
基于飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围；
在飞机部件试验件的共振频率搜索范围内，对飞机部件试验件进行扫频，得到飞机部件试验件的精确共振频率、精确阻尼比以及与激振的精确幅值比；
基于飞机部件试验件的精确阻尼比、与激振的精确幅值比以及测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正，得到应用跟踪相位差；
基于飞机部件试验件的精确共振频率，以飞机部件试验件的共振频率搜索范围为驻留范围，以应用跟踪相位差为跟踪相位差，采用相位差跟踪共振驻留法对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试；
所述基于飞机部件试验件的初始共振频率、初始阻尼比以及与激振的初始幅值比，确定飞机部件试验件的共振频率搜索范围，具体为：
Fu=10e/2Fr；
Fd=10-e/2Fr；
e=10Er/4.4Nr2；
其中，
Fu为飞机部件试验件的共振频率搜索范围的上限；
Fr为飞机部件试验件的初始共振频率；
Fd为飞机部件试验件的共振频率搜索范围的下限；
e为飞机部件试验件共振频率偏差系数；
Er为飞机部件试验件的初始阻尼比；
Nr为飞机部件试验件与激振的初始幅值比；
所述基于飞机部件试验件的精确阻尼比、与激振的精确幅值比以及测试系统的频率分辨率，对理论跟踪相位差进行修正，得到应用跟踪相位差，具体为：
Wr= Wo(1-aE)b；
a=10NE/ΔF；
b= NE/2ΔF2；
其中，
Wr为应用跟踪相位差；
Wo为理论跟踪相位差；
a、b为跟踪相位差偏差系数；
E为飞机部件试验件的精确阻尼比；
N为飞机部件试验件与激振的精确幅值比；
ΔF为测试系统的频率分辨率。
2.根据权利要求1所述的飞机部件振动疲劳特性测试方法，其特征在于，
还包括：
在对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试之前，选取对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试的激振量级，具体为：
以飞机部件试验件的精确共振频率锁定激振频率，对飞机部件试验件进行振动，标定飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应与飞机部件试验件振动响应的对应关系；
以飞机部件试验件预期振动破坏位置应变响应，乘以飞机部件试验件的弹性模量，得到飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应；
以飞机部件试验件振动响应，除以飞机部件试验件与激振的精确幅值比，得到激振量级；
构建飞机部件试验件预期振动破坏位置应力响应与激振量级间的对应关系，基于该关系，选取对飞机部件试验件进行振动疲劳特性测试的激振量级。
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|---|---|
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