CN115962887B - 试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及动平衡测试技术领域，公开一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，为外挂物挂飞疲劳寿命仿真评估提供输入条件。方法包括：设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件；确定飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱；将刚度模拟试验件与挂架组成的联合体挂于振动试验平台上，再以振动试验平台根据确定的真实振动响应谱进行振动量级调校，使刚度模拟试验件头部和尾部加速度传感器所采集的数据所计算的试验振动响应谱与真实振动响应谱一致时，选取挂架与刚度模拟试验件对接挂点处至少两个加速度传感器的试验响应数据；再对该试验相应数据进行相关处理后得到飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱。

Description

试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法

技术领域

本发明涉及智能制造中机器或结构部件的静或动平衡测试，尤其涉及一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法。

背景技术

飞机外挂物挂机振动主要来源于飞机发动机工作振动传递至外挂物挂点处的振动，同时也包含气流引起外挂物激振。随着飞机外挂产品挂飞使用次数的指标不断提高，外挂物的挂飞疲劳寿命问题及准确评估日益受到重视。飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱作为挂飞疲劳寿命评估的输入，可保证挂飞寿命精准预测和挂飞试验的安全。

飞机外挂物的结构疲劳寿命仿真评估工作一般在产品的研制前期阶段，需通过仿真手段对飞机外挂物的结构进行疲劳寿命评估，再逐步优化设计后开展样机试制。飞机外挂物上一级挂点（挂架与外挂物接口）的振动响应作为疲劳寿命仿真评估的输入，目前一般通过在外挂物挂点处安装传感器，监测飞机在飞行过程中外挂物上一级挂点处的加速度时域响应，再对实测数据进行处理，最终可获得较为准确真实的挂机振动疲劳载荷谱，但整个实测过程存在实测周期长、试验费用高、协调难度大、数据处理难等诸多客观不利因素。同时目前行业内相关标准只规定了飞机外挂物在载机下的振动响应谱计算方法，没有规定飞机外挂物上一级挂点处的振动载荷谱计算方法，无法作为输入条件进行挂飞疲劳寿命仿真评估。

发明内容

本发明目的在于公开一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，为外挂物挂飞疲劳寿命仿真评估提供输入条件。

为达上述目的，本发明公开一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，包括：

步骤S1、设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件，并在刚度模拟试验件的头部和尾部分别安装至少一个加速度传感器。

步骤S2、根据飞机外挂物结构和目标飞行环境确定飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱。

步骤S3、将刚度模拟试验件与挂架组成的联合体挂于振动试验平台上，再以振动试验平台根据确定的真实振动响应谱和刚度模拟试验件的头部和尾部加速度传感器所采集的数据进行振动量级调校，得到头部和尾部加速度传感器所采集的数据所计算的试验振动响应谱与真实振动响应谱一致时，挂架上部与振动试验平台对接挂点处至少两个加速度传感器的试验响应数据。

步骤S4、将挂架上部与振动试验平台对接挂点处各传感器的试验响应数据进行频域内的求平均值处理得到挂飞振动响应均值曲线。

步骤S5、将挂飞振动响应均值曲线进行极值折线法包络处理作为飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱。

优选地，刚度模拟试验件的外形尺寸、质量、质心、转动惯量、以及主承力件结构和选材与真实外挂物保持一致，并以配重件替代非承力部件；且刚度模拟试验件与真实外挂物两者之间基于有限元动力学建模的模态分析的误差符合预设的范围。

进一步地，刚度模拟试验件与真实外挂物两者之间基于有限元动力学建模的模态分析的误差范围具体为：前3阶自由主模态的振型向量之间的MAC值大于或等于0.92，且前3阶自由主模态的固有频率之间的误差小于10%。

藉此，本发明所公开基于试验类推法的飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱计算方法，通过试制简单模拟试验件开展振动试验，测出飞机外挂物输入端的振动响应，可直接用于飞机外挂物的挂飞疲劳寿命评估，作为寿命评估的关键输入。且还具有以下有益效果：

(1)、形成了飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱编制流程，弥补了现有方法的缺失。

(2)、采用仿真方法，并基于结构传递特性反推出飞机外挂物上一级挂点处的振动载荷谱，作为挂飞疲劳寿命仿真评估的输入。无需获得实测数据，解决了目前传统方法的带来的实测周期长、试验费用高、协调难度大、数据处理难等不利因素。

(3)、通过设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件，可有效解决动力学特性等效对标不准的问题，继而可保证载荷谱的准确性；且以刚度模拟试验件替代实际产品开展试验，既节约了研制经费，又加快了研制进度。

下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明实施例公开的试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法流程示意图。

图2是本发明实施例公开的一种飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱示意图。

图3是本发明实施例公开的一种振动试验平台的安装结构示意图。

图4是本发明实施例公开的挂点处振动响应谱示意图。

图5是本发明实施例公开的基于图4进行包络处理后所得挂机振动疲劳载荷谱示意图。

其中，图2、图4及图5中，横坐标f为频率，纵坐标W为功率谱密度幅值，功率谱密度是表征信号的功率能量与频率的关系的物理量，单位通常为g²/Hz。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

实施例

本实施例公开一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，如图1所示，包括以下步骤：

步骤S1、设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件，并在刚度模拟试验件的头部和尾部分别安装至少一个加速度传感器。

优选地，该步骤包括以下子步骤：

步骤S1.1：飞机外挂物动力学特性有限元分析

根据飞机外挂物整体三维模型，保留舱段、翼面结构等主承力件，内部设备等非承力件采用质量点替代，质量点需赋予原设备的质量、质心、转动惯量，以此原则建立整体有限元动力学模型，开展自由模态分析计算，并选出前3阶主模态的振型向量R1、R2、R3和固有频率F1、F2、F3。

步骤S1.2：飞机外挂物刚度模拟试验件设计

依据飞机外挂物产品详细设计方案，开展刚度模拟试验件方案设计，使刚度模拟试验件动力学特性与飞机外挂物真实件保持一致。具体设计原则如下：1）飞机外挂物刚度模拟试验件与真实件外形尺寸（长度、外径等）一致；2）飞机外挂物刚度模拟试验件与真实件的主承力件结构、选材一致；3）相比真实件而言，刚度模拟试验件采用配重件替代内部设备、电缆、复杂零部件等非承力部件，配重件一般选择金属材料设计，配重件的质量、质心、转动惯量与被替代的部件保持一致；4）刚度模拟试验件整体质量、质心、转动惯量与真实件一致。由以上原则得到飞机外挂物的刚度模拟试验件初始方案。

步骤S1.3：对飞机外挂物刚度模拟试验件三维模型进行有限元动力学建模（指一类用于结构动力学问题分析和求解的模型，该模型是运用有限元分析方法建立的模型，是一组仅在节点处连接、仅靠节点传力、仅在节点处受约束的单元组合体，或称之为“动力学有限元模型”），并开展模态分析计算，获得其前3阶自由主模态（即：对处于自由边界的结构进行模态分析，所得到的前三阶弹性模态）的振型向量（即模态向量，又称模态空间的“基”向量，表征每阶模态振动的形态。从计算模态的角度来讲，由特征值求解得到的特征值和特征向量，分别对应模态频率和模态向量）r1、r2、r3和固有频率（物体做自由振动时，其位移随时间按正弦或余弦规律变化，振动的频率与初始条件无关，而仅与系统的固有特性有关，如质量、形状、材质等）f1、f2、f3，通过调节简易模型的结构件厚度尺寸、选材、配重等，使振型向量r1、r2、r3与R1、R2、R3之间的MAC（Modal Assurance Criterion，模态置信矩阵；也称为振型相关系数，是振型向量之间的点积，用于评价模态振型向量空间几何上的相关性，计算得到的标量值在0~1之间或用百分数来表示；如果MAC值接近于0，则这两个向量之间不相关，如果MAC值接近于1，则两个向量非常相似）值接近于0.95，且固有频率f1、f2、f3与F1、F2、F3之间的误差小于10%，以此确定飞机外挂物刚度模拟试验件的最终设计方案，并按方案试制出刚度模拟试验件实物。藉此，该步骤可视为在步骤S1.2的基础上进行二次修正处理，使得刚度模拟试验件的动力学特性与真实飞机外挂物的动力学特性更进一步地接近，从而提高本实施例方法的精度和可靠性。

步骤S2、根据飞机外挂物结构和目标飞行环境确定飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱。

在该步骤中，优选地，通过GJB150.16A-2009中规定的方法确定飞机外挂物头部和尾部的振动响应谱。在其具体计算过程中，根据飞机外挂物结构方案中的外形尺寸（外挂物长度、外挂物等效半径、外挂物蒙皮平均厚度、外挂物包络体积等）、总质量、平均密度、目标飞行环境中的最大挂飞速度、最小挂飞高度等参数进行计算得出；此为现有技术，不做赘述。在一具体实例中，计算得出的真实振动响应谱的特征如图2所示。更具体地，通过GJB150.16A-2009确定飞机外挂物头部和尾部的振动响应谱的相关计算公式为：

其中，M为马赫数；H为常量，通常取值为5.59；C为常量，通常取值为0.0254； q为飞行动压，单位为kN/m²；Ρ为外挂重量密度，单位为kg/m³；ρ ₀为海平面大气密度，通常取值为1.2251×10^-3kg/m³；V _eas 为外挂物挂机速度，单位为m/s；t为外挂物承载结构平均厚度，单位为m；R为外挂物特征半径，单位为m，圆形截面外挂取半径，椭圆形截面外挂取长轴和短轴之和的一半，不规则截面外挂取最长弦的一半。进一步地，f不同下标代表在图2所示的真实振动响应谱的中横坐标的不同频率取值点位，W ₁ 和W ₂ 分别为图2所示的真实振动响应谱的两个幅值，其计算过程中所涉及因子针对不同情况的取值如表1所示：

步骤S3、将刚度模拟试验件与挂架组成的联合体挂于振动试验平台上，再根据真实振动响应谱对振动试验平台进行振动量级调校，使刚度模拟试验件的头部和尾部加速度传感器所采集的数据所计算的试验振动响应谱与真实振动响应谱一致时；选取挂架与刚度模拟试验件对接挂点处至少两个加速度传感器的试验响应数据。

在该步骤中，参照图3，具体可将飞机外挂物刚度模拟试验件按实际挂载状态牢固安装在挂架上，并通过可靠性振动试验夹具将挂架与试验件安装在振动试验台上；在试验件头部和尾部、吊耳/滑块上一级接头处安装加速度传感器，传感器采样频率不低于10000Hz；将试验件头、尾部1、2号点作为控制点，吊耳/滑块的上一级接头处3、4号点作为响应监测点（3、4号点是试验件与挂架联合体上一级的振动响应，也是外挂物振动的输入端，疲劳寿命评估只能用产品输入端的数据作为计算输入进行寿命评估，因此3、4号点的响应是最关注的，也是试验需要测试的）。然后，根据上述步骤确定的头部和尾部振动响应谱，通过振动台控制仪设置平均响应控制策略。其中，平均响应控制策略具体为：振动台开始振动后，试验件头、尾处的传感器监测振动加速度响应并反馈给控制仪，控制仪计算试验件头、尾处振动响应的平均值，通过不断调节振动台的振动量级，使得头尾响应的平均值与控制曲线-振动响应谱匹配，以此达到试验条件控制的目的。换言之，即：在振动试验时，根据目标振动试验加速度谱（即步骤S2中得到的飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱），产生振动台的驱动信号，并根据实际加速度传感器的反馈信号对驱动信号进行修正，以形成闭环控制并保证试验件头尾部的测点位置处达到预期的振动量级（通常允许少量的误差范围）；在修正的过程中，可具体通过改变电压等来改变振动台的振动量级（所谓振动量级即振动能量的等级，其与频率和振幅有关）。藉此，基于平均响应控制策略开展振动试验；通过数据采集系统获取3、4号点传感器的试验响应数据。具体地：如图3所示，试验过程中的传力路径依次经过振动台-夹具-挂架-吊挂-外挂物；在振动台与外挂物形成同频共振的单个频率点的试验过程中，控制仪在传感器1和2所得的加速度取平均值后与图2中的功率谱密度幅值一致时，记录传感器3和4所测得的加速度数据即可达成本实施例目的，而无需关注振动台本身的振动幅值；在一个频率点试验得到传感器3和4的加速度数据后，再切换至下一频率点，直至图2中采样的所有频率点试验完毕。

步骤S4、将挂架上部与振动试验平台对接挂点处各传感器的试验响应数据进行频域内的求平均值处理得到挂飞振动响应均值曲线。

在该步骤中，参照图3，吊耳/滑块数量通常有2个，将吊耳/滑块上一级多个接头处3、4号点的响应数据进行频域内的求平均值处理（吊耳/滑块数量通常有2个，而在疲劳寿命评估时，因为计算输入的限制，只能输入某单个位置的振动谱，在疲劳寿命评估时也要把两个吊耳合成1点进行处理，因此将吊耳/滑块上一级多个接头处3、4号点的响应数据进行频域内的求平均值处理），最终获得飞机外挂物刚度模拟试验件挂点处挂飞振动响应均值曲线，因刚度模拟试验件与真实飞机外挂物动力学特性相似性已获得验证，因此二者的振动响应也一致，即飞机外挂物挂点处的挂飞振动响应谱也为前述所获得的挂飞振动响应均值曲线，见图4。

步骤S5、将挂飞振动响应均值曲线进行极值折线法包络处理作为飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱。

在该步骤中，具体可将飞机外挂物挂点处的振动响应谱进行极值折线法包络处理，如图5所示，包络曲线应能刚好覆盖挂点处的振动响应谱曲线的所有峰值，以免出现“欠设计”。得到最终的挂机振动疲劳载荷谱即作为挂飞疲劳寿命仿真评估的输入。其中，如图5所示，所谓“极值折线法”即采用若干连续的折线段将待处理的曲线紧密包络起来，且包络的折线覆盖所有极值（包括峰值和谷值）的方法；通常，连续相邻的若干波峰和波谷之间的波动间距未超过设定的阈值，将其包络在同一级折线中，如果超过设定的阈值，则将进行分级处理；同级折线之间的功率谱密度幅值相等，并在相邻的两个不同级的折线中，以与被包络部分曲线相切的斜线予以连接。

综上，本发明实施例所公开的基于试验类推法的飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱计算方法，通过试制简单模拟试验件开展振动试验，测出飞机外挂物输入端的振动响应，可直接用于飞机外挂物的挂飞疲劳寿命评估，作为寿命评估的关键输入。且还具有以下有益效果：

(1)、形成了飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱编制流程，弥补了现有方法的缺失。

(2)、采用仿真方法，并基于结构传递特性反推出飞机外挂物上一级挂点处的振动载荷谱，作为挂飞疲劳寿命仿真评估的输入。无需获得实测数据，解决了目前传统方法的带来的实测周期长、试验费用高、协调难度大、数据处理难等不利因素。

(3)、通过设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件，可有效解决动力学特性等效对标不准的问题，继而可保证载荷谱的准确性；且以刚度模拟试验件替代实际产品开展试验，既节约了研制经费，又加快了研制进度。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，其特征在于，包括：

步骤S1、设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件，并在刚度模拟试验件的头部和尾部分别安装至少一个加速度传感器；

步骤S2、根据飞机外挂物结构和目标飞行环境确定飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱；

步骤S3、将刚度模拟试验件与挂架组成的联合体挂于振动试验平台上，再以振动试验平台根据确定的真实振动响应谱进行振动量级调校，使刚度模拟试验件头部和尾部加速度传感器所采集的数据所计算的试验振动响应谱与真实振动响应谱一致时，选取挂架与刚度模拟试验件对接挂点处至少两个加速度传感器的试验响应数据；

步骤S4、将挂架上部与振动试验平台对接挂点处各传感器的试验响应数据进行频域内的求平均值处理得到挂飞振动响应均值曲线；

步骤S5、将挂飞振动响应均值曲线进行极值折线法包络处理作为飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱；其中，所述极值折线法采用连续的折线段将挂飞振动响应均值曲线包络起来，且包络的折线覆盖所有极值；连续相邻的波峰和波谷之间的波动间距未超过设定的阈值，将其包络在同一级折线中，如果超过设定的阈值，则进行分级处理；同级折线之间的功率谱密度幅值相等，并在相邻的两个不同级的折线中，以与被包络部分曲线相切的斜线予以连接。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，刚度模拟试验件的外形尺寸、质量、质心、转动惯量、以及主承力件结构和选材与真实外挂物保持一致，并以配重件替代非承力部件；且刚度模拟试验件与真实外挂物两者之间基于有限元动力学建模的模态分析的误差符合预设的范围。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，刚度模拟试验件与真实外挂物两者之间基于有限元动力学建模的模态分析的误差范围具体为：

前3阶自由主模态的振型向量之间的MAC值大于或等于0.92，且前3阶自由主模态的固有频率之间的误差小于10%。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，刚度模拟试验件与真实外挂物两者之间前3阶自由主模态的振型向量之间的MAC值取值为0.95。

5.根据权利要求1至4任一所述的方法，其特征在于，在步骤S2中，根据GJB150.16A-2009确定飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱。

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