CN115169162B - 飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质 - Google Patents

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CN115169162B CN202211083308.8A CN202211083308A CN115169162B CN 115169162 B CN115169162 B CN 115169162B CN 202211083308 A CN202211083308 A CN 202211083308A CN 115169162 B CN115169162 B CN 115169162B
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Abstract

本发明提供飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，其中的方法将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；获取计算模型，在该计算模型中目标点响应量通过各个路径输入点的相关系数、频响函数以及应变的乘积来计算；获取新工况下各个路径输入点的各方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。

Description

飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质
技术领域
本发明涉及飞机特定位置的振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，尤其涉及机载设备安装位置的振动环境预计方法。
背景技术
飞机飞行过程中，其结构和机载产品会经受多种不同的使用环境。其中振动环境，由于其作用的严重性和持久性，是比较严酷的一种使用环境。实践表明，振动对飞机的寿命和技术效能有严重的影响，甚至危及飞机安全，许多机载产品的使用故障或者事故也均与振动问题有关。
对新研和改型飞机而言,飞行振动环境的预计与分析非常重要:一方面为飞机振动环境适应性和可靠性设计提供基础数据；另一方面为机载设备、系统研制试验及环境和可靠性鉴定试验提供数据。
业内对飞机振动环境预计发展出了三种预计方法：1）计算法；2）统计法；3）经验公式法。这三种预计方法或预计准确度较低，或数据来自以往型号，如采用这些方法来预计不同型号飞机飞行振动环境，可能导致后期振动环境试验过试验或欠试验。近年来发展出的一种基于神经网络的新方法，由于其预计速度快、精度高，有了一定的应用，然而预计过程中需要大量的样本训练，实际情况可能并不允许。本申请发明人在公开号为“CN114186349A”的中国发明专利申请中公开了名称为“一种特定工况下飞机结构振动情况预计方法”的发明，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计。如果存在多种预计方法，则有利于通过不同预计方法的彼此验证来提高预计的准确性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，用于提高预计结果的准确性。
根据本发明一方面的飞机振动环境预计方法，其包括如下步骤：
将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；
获取计算模型：
Figure 632153DEST_PATH_IMAGE001
，其中
Figure 549293DEST_PATH_IMAGE002
为目标点响应量，i为整数变量，u为传递路径数量，
Figure 329030DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 724240DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 538612DEST_PATH_IMAGE005
分别为与第i个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向弹性模量以及应变、截面形状相关的系数，
Figure 564337DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 831370DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 30270DEST_PATH_IMAGE008
分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的载荷到目标点的频响函数，
Figure 699149DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 692513DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 446842DEST_PATH_IMAGE011
分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的应变，
Figure 387116DEST_PATH_IMAGE012
为频率；
测试新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。
在一个或多个实施例中，获取所述计算模型的步骤包括：测试从主动端到所述目标点的频响函数；测试从主动端到被动端的显示点的频响函数；测试目标点、显示点的响应；测试载荷识别位置的应变；依据各项测试获得数据进行参数识别，得到
Figure 910501DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 340346DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 581971DEST_PATH_IMAGE005
，进而得到所述计算模型。
在一个或多个实施例中，获取所述计算模型的步骤中，采用正弦扫频激励对所述主动端进行激励，以进行各项所述测试。
在一个或多个实施例中，采用激振器对所述主动端进行激励，以对所述计算模型进行验证。
在一个或多个实施例中，所述主动端包括支架梁，所述传递路径包括所述支架梁向所述被动端的各个载荷传递路径。
在一个或多个实施例中，所述主动端和所述被动端通过紧固件连接。
在一个或多个实施例中，所述主动端和所述被动端铆接。
在一个或多个实施例中，所述第一方向为飞机的航向，所述第二方向为飞机的垂向，所述第三方向垂直于所述第一方向和所述第二方向。
根据本发明另一方面的计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现任一所述的飞机振动环境预计方法。
根据本发明又一方面的飞机振动环境预计装置，包括传感器和控制器，所述飞机振动环境预计装置将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置，所述传感器用于测量新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，所述控制器包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现任一所述的飞机振动环境预计方法。
测试数据表明，基于应变传递路径模型的模型预计值与真实测试值基本保持一致，故可以获得结构的振动传递特性，不仅可以预测结构在不同激励下的响应，还可以研究结构本身并有针对性的对结构进行优化和改进，当结构存在损伤或裂纹时，相较于响应点到响应点构建的计算模型，基于应变的传递路径分析方法更为实用，更能直接反映出问题的本质。
附图说明
本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
图1是根据一个或多个实施例的机舱的立体图。
图2是根据一个或多个实施例的机舱的后视图。
图3是沿图2中I-I方向的剖视图。
图4是新工况下目标点的航向振动环境预计曲线与测试响应曲线的对比图。
图5是新工况下目标点的垂向振动环境预计曲线与测试响应曲线的对比图。
具体实施方式
图1为某飞机典型的机舱1的立体图，该机舱1用于支撑设备支架2，设备支架2用于支撑设备或机载设备，在图示实施例中，设备支架2包括两支架梁。机舱1可以是飞机真实机舱，也可以试验场所的模拟机舱。在图1中设备模拟盒3模拟机载设备安装位置，设备模拟盒3可以替换为真实设备。
飞机飞行过程中，飞机飞行振动主要来自如下四个方面:（1）发动机振动对飞机结构的激励；（2）沿飞机结构外部的气动扰流;（3）飞机外挂装置的气动扰流,特别是开放式结构舱的气动扰流和共振；（4）飞机的机动飞行、气动抖振、着陆滑行等引起的振动。气动载荷及其它振动载荷作用在机舱1的蒙皮及主梁结构上，通过连接结构传递至设备支架2，再传递至设备3的安装位置，在此安装位置产生加速度响应，设备模拟盒3处选择为振动环境预计目标点。
后述实施例基于应变传递路径方法，进行飞机典型设备舱结构的振动环境预计，由于应变反映的是结构的受力与变形情况，因此，当结构存在损伤或裂纹时，基于应变的传递路径分析方法更为实用，更能直接反映出问题的本质。应变传递路径方法的计算模型如下：
Figure 325936DEST_PATH_IMAGE013
Figure 969407DEST_PATH_IMAGE014
为系统第k个振动响应输出；
Figure 304574DEST_PATH_IMAGE015
为系统第i个输入载荷；
Figure 33495DEST_PATH_IMAGE016
为第i个输入到第j个输出的传递函数，这里为频响函数；
Figure 112310DEST_PATH_IMAGE017
为频率；u为传递路径数量。
Figure 610287DEST_PATH_IMAGE018
参照公式（3）和（4）进行载荷识别，载荷识别位置通常为设备支架2的支架梁处。公式（3）为支架梁轴向力表达式，
Figure 381934DEST_PATH_IMAGE003
为与支架梁轴向弹性模量，支架梁截面，及轴向应变关联的系数。公式（4）为支架梁切向力表达式，
Figure 535835DEST_PATH_IMAGE004
为与支架梁切向弹性模量，支架梁截面，及切向应变关联的系数。其轴向应变
Figure 418340DEST_PATH_IMAGE009
和切向应变
Figure 770824DEST_PATH_IMAGE010
可以通过应变片测量得到。
具体而言，将设备支架2看做被动端，将支持设备支架的飞机结构整体的结构看做主动端，被动端的设备模拟盒3目标点为机载设备安装位置，即为振动环境预计位置。机舱1作为飞机结构整体的一个局部在图1中示出。如图2和图3所示，选取图1中机舱1的下层的中间的设备模拟盒3上响应点为目标点y，还选取设备模拟盒3的另外两个响应点为了提高模型预计精度的额外显示点u1、u2。目标点y振动响应由设备支架2振动传递叠加，选取F1、F2、F3、F4为载荷识别位置或者第i个载荷识别位置（i=1,2,3,4），载荷识别位置也可理解为路径输入点，这样包含了所有引起目标点y振动的传递路径。在设备支架2和设备模拟盒3（或者真实设备）为铆接或者类似铆接的连接方式时，以上所有响应及载荷均考虑两个方向，X方向和Z方向(飞机的航向和垂向），即载荷识别处的设备支架应变测量轴向和切向两个方向。在其他实施例中，根据连接结构的不同，可以考虑X方向、Y方向以及Z方向等三个方向的相应、载荷或应变测量。
在一实施例中，采用正弦扫频激励对所述主动端即进行激励，例如对机舱1的支架梁11进行激励，以构建计算模型。在又一实施例中，采用激振器对对所述主动端即进行激励，以验证所述计算模型。
在采用正弦扫频激励对所述主动端即进行激励的工况，目标点y和额外显示点u1、u2的响应可以表示为以下方程，该响应为加速度响应：
Figure 713372DEST_PATH_IMAGE019
（2）
其中，
Figure 151307DEST_PATH_IMAGE012
为频率，
Figure 40766DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 513335DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 626785DEST_PATH_IMAGE021
分别为目标点y、额外显示点u1、u2的响应，i为整数变量，对应振动传递路径，
Figure 552015DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 776323DEST_PATH_IMAGE022
、
Figure 837820DEST_PATH_IMAGE023
分别为第i个载荷识别位置轴向力到目标点y、额外显示点u1、u2的频响函数，
Figure 122171DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 737960DEST_PATH_IMAGE024
、
Figure 765959DEST_PATH_IMAGE025
分别为第i个载荷识别位置切向力到目标点y、额外显示点u1、u2的频响函数，
Figure 947542DEST_PATH_IMAGE026
、
Figure 137215DEST_PATH_IMAGE027
为第i个载荷识别位置处的轴向力和切向力，
Figure 37037DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 71990DEST_PATH_IMAGE004
分别为与第i个载荷识别位置的轴向、切向弹性模量以及应变、截面形状相关的系数，
Figure 373658DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 734232DEST_PATH_IMAGE010
第i个载荷识别位置轴向、切向的应变。
依照以上方程，待识别的参数共有8个，为
Figure 121351DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 491153DEST_PATH_IMAGE004
（i=1，...，4)。
Figure 381748DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 382065DEST_PATH_IMAGE028
、
Figure 990901DEST_PATH_IMAGE029
（i=1，...，4)可以测试得到；
Figure 164393DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure DEST_PATH_IMAGE031
、
Figure 175075DEST_PATH_IMAGE032
（i=1，...，4)也可以测试得到，
Figure 143031DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 708004DEST_PATH_IMAGE010
（i=1，...，4)也可以测试得到。
Figure DEST_PATH_IMAGE033
、
Figure 419608DEST_PATH_IMAGE034
（i=1，...，4)为4个载荷识别位置处的轴向力和切向力，可以表示为：
Figure 284796DEST_PATH_IMAGE035
（3）
Figure 423653DEST_PATH_IMAGE036
（4）
G iz、G iq、 G 1 iz、G 1 iq、 G 2 iz、G 2 iq为各频响函数与各应变的乘积，均为已知项。
方程（2）为超定方程组，采用SVD（奇异值分解方法）来求解。即采用前述工况数据求解出了参数
Figure DEST_PATH_IMAGE037
和
Figure 210344DEST_PATH_IMAGE038
（i=1，...，4)。利用新工况的数据代入公式（5），获得计算模型，可对该工况下目标点的振动环境进行计算。
Figure 460060DEST_PATH_IMAGE040
（5）
在其他实施例中，根据连接结构的不同，可以考虑X方向、Y方向以及Z方向等三个方向的相应、载荷或应变测量，相应的计算模型可表达如下：
Figure 445333DEST_PATH_IMAGE042
（6），其中
Figure 755092DEST_PATH_IMAGE043
为目标点响应量，i为整数变量，u为传递路径数量，
Figure 825816DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 879223DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 922265DEST_PATH_IMAGE005
分别为与第i个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向弹性模量以及应变、截面形状相关的系数，
Figure 402925DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 695366DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure 552464DEST_PATH_IMAGE008
分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的载荷到目标点的频响函数，
Figure 246750DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 898311DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 412469DEST_PATH_IMAGE011
分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的应变，
Figure 807678DEST_PATH_IMAGE044
为频率。
以图1至图3中飞机机舱结构为例，再进一步详细阐述基于应变传递路径的振动环境预计方法的过程。
步骤一：进行振动环境预计模型搭建的数据测试，需要测试的数据有以下两类:
a) 频响函数测试：
从输入载荷F1、F2、F3、F4到目标点y的频响函数
Figure 356471DEST_PATH_IMAGE045
和
Figure 444513DEST_PATH_IMAGE046
；
从输入载荷F1、F2、F3、F4到显示点u1、u2的频响函数
Figure 711546DEST_PATH_IMAGE047
和
Figure DEST_PATH_IMAGE048
。
b） 工况测试量（以下各量均在运行工况下测试）：
响应点测试量：包括目标点y振动加速度
Figure 113709DEST_PATH_IMAGE049
，也可以包括额外显示点的u1、u2振动加速度
Figure DEST_PATH_IMAGE050
显示，目标点y和显示点u1、u2均测试x、z方向；
载荷识别位置应变测试量：设备支架2的载荷F1、F2、F3、F4的输入处轴向应变和切向应变
Figure 517008DEST_PATH_IMAGE051
，
Figure DEST_PATH_IMAGE052
，均测试X、Z方向。
步骤二：将所有测试量和已知量代入方程（2），进行参数识别得到
Figure 775952DEST_PATH_IMAGE053
和
Figure 530281DEST_PATH_IMAGE054
。由于方程数大于待识别参数的数目，为超定方程组，采用奇异值分解方法进行方程求解。
步骤三：将识别出的参数
Figure DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 736134DEST_PATH_IMAGE056
和步骤一中测试得到的
Figure DEST_PATH_IMAGE057
和
Figure 259520DEST_PATH_IMAGE058
代入公式（5），即搭建起了目标点处
Figure DEST_PATH_IMAGE059
的振动环境预计数学模型。
步骤四：测试新工况下载荷F1、F2、F3、F4输入处轴向应变和切向应变
Figure 892626DEST_PATH_IMAGE060
，
Figure 868672DEST_PATH_IMAGE061
，就可以采用公式（5）计算得到该工况下目标点
Figure 409375DEST_PATH_IMAGE062
的加速度响应，即完成目标点处航向与垂向的振动环境预计。
图4、图5为通过搭建的振动环境预计模型对新工况下的目标点进行预计，并与该工况下测试值进行对比，从图4和图5可得模型预计值与真实测试值在30Hz~2000Hz的频段中变化基本保持一致。比较新工况下预计值与测试值在30Hz~2000Hz频段内的均方根值，误差分别为12.6%和9.4%。
前述振动预计方法可以通过计算机程序执行，并将该计算机程序存储于计算机可读存储介质，所述程序被处理器执行时实现所述的飞机振动环境预计方法。
前述振动预计方法还可以用于飞机的实际飞行工况中，对飞行工况中不便于实时测量的目标点振动情况进行预计，这样的飞机振动环境预计装置包括传感器和控制器，所述飞机振动环境预计装置将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置，所述传感器用于测量新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，所述控制器包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序被处理器任一所述的飞机振动环境预计方法。
本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.飞机振动环境预计方法，其特征在于，包括如下步骤：
将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；
获取计算模型：
Figure 283337DEST_PATH_IMAGE002
Figure 363288DEST_PATH_IMAGE004
Figure 185751DEST_PATH_IMAGE006
Figure 452784DEST_PATH_IMAGE008
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为目标点响应量，i为整数变量，
Figure 651684DEST_PATH_IMAGE010
，u为传递路径数量，
Figure DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 851721DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure DEST_PATH_IMAGE013
分别为与第i个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向弹性模量以及应变、截面形状相关的系数，
Figure 845085DEST_PATH_IMAGE014
、
Figure DEST_PATH_IMAGE015
、
Figure 599415DEST_PATH_IMAGE016
分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的载荷到目标点的频响函数，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
、
Figure 913590DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure DEST_PATH_IMAGE019
分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的应变，
Figure 436975DEST_PATH_IMAGE020
为频率；
获取新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。
2.如权利要求1所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，获取所述计算模型的步骤包括：
测试从主动端到所述目标点的频响函数；
测试从主动端到被动端的显示点的频响函数；
测试目标点、显示点的响应；
测试载荷识别位置的应变；
依据各项测试获得数据进行参数识别，得到
Figure 866820DEST_PATH_IMAGE011
、
Figure 108445DEST_PATH_IMAGE012
、
Figure 914727DEST_PATH_IMAGE013
，进而得到所述计算模型。
3.如权利要求2所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，获取所述计算模型的步骤中，采用正弦扫频激励对所述主动端进行激励，以进行各项所述测试。
4.如权利要求2或3所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，采用激振器对所述主动端进行激励，以对所述计算模型进行验证。
5.如权利要求1所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，所述主动端包括支架梁，所述传递路径包括所述支架梁向所述被动端的各个载荷传递路径。
6.如权利要求1所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，所述主动端和所述被动端通过紧固件连接。
7.如权利要求6所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，所述主动端和所述被动端铆接。
8.如权利要求1所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，所述第一方向为飞机的航向，所述第二方向为飞机的垂向，所述第三方向垂直于所述第一方向和所述第二方向。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述程序被处理器执行时实现如权利要求1所述的飞机振动环境预计方法。
10.飞机振动环境预计装置，包括传感器和控制器，其特征在于，所述飞机振动环境预计装置将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置，所述传感器用于测量新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，所述控制器包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现如权利要求1所述的飞机振动环境预计方法。
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