CN117087871A - 基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空检测领域，具体涉及一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统及方法，用于飞机静态检修时的制动器检查，包括激振器、激振控制器、扇形阵列传感组件、传感器处理器、中央数据处理器；所述扇形阵列传感组件具有一个激振区，设置有一个激振频率传感器，以所述激振区为圆心，等夹角地分布有多条检测轴，所述检测轴上等距地分布有多个振幅传感器，本发明的检测方法实施起来更方便，不会受到机身振动的干扰，检测精度更高，采用布尔运算对多个危险区域进行求交处理，提高危险区域预测的精度，简化了后续的探伤处理的步骤，提高了检测效率。

Description

基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统及方法

技术领域

本发明属于航空检测领域，具体为一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统及方法。

背景技术

飞机着陆刹车就是一个从运动到静止，将动能转化为热能的过程。以重量500吨、着陆速度270千米/时的A380为例，它在着陆时会具有约1700兆焦的动能；大多数的动能通过刹车材料摩擦，转化为热能，再被刹车材料吸收。这时刹车材料的温度会迅速超过1000摄氏度，这对刹车材料耐高温、散热性是一次严苛的考验。在超高制动力的作用下，高刚性的飞机制动器会发送不同模态的振动，当结构设备出现弱化时，制动器的振动模态会发生变化，这往往预示着故障的发生，如何基于振动信号预判制动器故障，避免降落时的安全隐患，是本领域重点关注的课题。

现有技术中，存在针对飞行器制动器的振动检测的技术方案：

（1）CN112078826A公开了一种飞行器轮子和制动器组件，具体公开了轮子、布置成制动该轮子的制动器和布置成测量轮子的旋转速度的测量设备，该制动器包括至少一个摩擦构件、制动器支承件以及由该制动器支承件承载并布置成在摩擦构件上选择性地施加制动力的至少一个制动制动器，该测量设备包括目标物和用于产生代表目标物的旋转速度的测量信号的感测部件，将飞行器轮子和制动器组件布置成使得在组装飞行器轮子和制动器组件时，目标物被约束成与轮子一起旋转，并且将感测部件安装在制动器支承件上，将目标物和感测部件布置成使得感测部件检测目标物的旋转。

（2）CN110816887A公开了一种飞机机轮刹车系统试验台架及试验方法，具体公开了飞机机轮刹车系统试验台架有三组试验单元，能够同时进行三个机轮的刹车试验。本发明以驱动系统中的鼓轮表面模拟飞机跑道、以鼓轮转速模拟飞机的地面滑跑速度和滑跑动能，以加载系统模拟飞机的接地载荷，将所述驱动系统与加载系统集成，在试验台上模拟整机起降的过程中，制动系统在飞机跑道上进行机轮刹车系统地面滑行的试验。还可以模拟极限条件下整机起降制动系统在飞机跑道上的地面滑行试验。降低了试验过程中的风险，降低了使用飞机试验带来的巨大试验成本和试验难度；使试验数据的控制和采集的实现更加容易和准确。

（3）CN107310750A公开了一种飞机刹车系统的振动试验方法，具体公开了试验时间根据寿命要求中的振动时间确定，试验最高振动量值根据寿命期内的最高振动量值确定，将刹车系统的所有产品按照系统连接方式安装在扩展头上，扩展头安装在电动振动台的动圈上，根据试验时间和振动量值确定振动试验剖面。剖面中有显示最高振动量值下激发出来的故障隐患所需的低量值振动，振动时间按照刹车系统的寿命确定，因此本发明在原理上能够激发刹车系统寿命期内的振动故障隐患。

上述技术方案提出了改进，但是，现有技术仍然存在以下问题：

1、基于传感器的检测方式无法判断航空制动器的刚性变化情况，在高刚度前提下，加速度传感器或振动传感器易受到外界振动的影响，而无法快速判断制动器的劣化情况；

2、现有的振动检测方法，只能进行动态检测，而无法在静态检修工况下进行快速检测，对于航空器来说，检测条件严苛，检测精度不高；

3、现有的检测方法，主要依赖G值检测，无法判断制动器不同位置的振动差异，无法快速发现制动器结构内部的薄弱点；

4、现有的制动器寿命检测，需要依赖破坏性疲劳试验，即，将单个或多个制动器安装至疲劳试验机，加载至破坏，测得其疲劳寿命，再类比至同批次的制动器产品，这种方法，由于疲劳试验经常出现数量级的差异，即同批次产品的疲劳寿命差异可能高达几十倍或上百倍，因此评价精度很低，存在高寿命产品被提前报废的问题。

发明内容

一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，用于飞机静态检修时的制动器检查，包括激振器、激振控制器、扇形阵列传感组件、传感器处理器、中央数据处理器；

所述扇形阵列传感组件具有一个激振区，设置有一个激振频率传感器，以所述激振区为圆心，等夹角地分布有多条检测轴，所述检测轴上等距地分布有多个振幅传感器；

所述传感器处理器接受所述扇形阵列传感组件所生成的振动信号，生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }并发送至所述中央数据处理器；

其中，i表示检测轴标号，n表示共有n条检测轴，j表示该检测轴上沿激振区排列的振动器的序号，m表示每条检测轴上有m个振动传感器，F表示激振频率传感器实测的振动频率，t表示检测时间，A表示该振动器的实测振动幅度；

所述激振器向制动盘施加振幅恒定、频率递增的振动；

所述中央数据处理器首先基于所述扇形阵列传感组件的末端的振动传感器的振幅的均值，确定被测制动器的共振频率f _G ，

其中，f _t 表示t时刻由激振频率传感器给出的激振频率的实测值，表示将制动器端部出现最大振幅时的激振频率；

确定共振频率f _G 之后，设定激振器的频率为共振频率f _G 起振，生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }，进行曲线拟合，取拟合曲线的斜率变化最大点为危险区域。

进一步的，第一次确定危险区域后，将激振器与扇形阵列传感组件沿制动器圆心偏转一定的角度，施加共振频率f _G 起振，再次测定危险区域，与第一次确定的危险区域进行“布尔交”运算。

进一步的，多次将激振器与扇形阵列传感组件沿制动器圆心偏转，取得多个危险区域，进行“布尔交”运算。

进一步的，偏转角度为30°至90°。

进一步的，偏转角度为30°、45°、60°和90°之一

进一步的，所述激振器为惯性式电动式、电磁式、电液式、气动式和液压式中的一种。

一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测方法，基于所述振动检测系统实施，包括以下步骤：

S1：设备安装：在航空器静态检修工况下，将激振器安装在制动盘的圆心以外的位置，扇形阵列传感组件具有一个激振区，将激振器的激振头粘接至所述激振区；

S2：确定共振频率：所述激振器向制动盘施加振幅恒定、频率递增的振动，检测端部传感器的振幅，当取振幅最大时的激振频率为共振频率；

S3：向制动盘施加以共振频率为振动频率的激振振动，传感器处理器生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }，发送至中央数据处理器，进行曲线拟合，取拟合曲线的斜率变化最大点为危险区域。

与现有技术相比，本发明具备以下有益效果：

1、本发明利用激振器，在静态检修时，对飞行器制动盘进行危险点的检测，相比于在飞行器制动盘上安装振动传感器，检测其落地时的振动，本发明的检测方法实施起来更方便，不会受到机身振动的干扰，检测精度更高。

2、本发明利用扇形的传感器阵列，对制动盘各点位的振幅进行检测，当出现振幅激增的区域时，说明该区域出现弱化，可能预示存在内部损伤，需要进行X光探伤等检测。

3、本发明采用布尔运算对多个危险区域进行求交处理，提高危险区域预测的精度，简化了后续的探伤处理的步骤，提高了检测效率。

附图说明

图1为本发明的一种扇形阵列传感组件的示意图；

图2为本发明的另一种扇形阵列传感组件的示意图；

图3为本发明的曲线拟合示意图，图中4条曲线表示4条检测轴的检测数据的拟合结果；

图4为本发明的危险区域布尔交运算的示意图；

图5为缺陷制动盘的等效结构示意图。

附图中，1、制动盘，2、激振区，3、扇形阵列传感组件，4、危险区域，5、第一危险区，6、第二危险区，7、布尔交区域，8、完整制动盘，9、缺陷制动盘，10、等效结构。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一：

一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，用于飞机静态检修时的制动器检查，包括激振器、激振控制器、扇形阵列传感组件3、传感器处理器、中央数据处理器；

所述扇形阵列传感组件3具有一个激振区2，设置有一个激振频率传感器，如图1所示，以所述激振区2为圆心，等夹角地分布有多条检测轴，所述检测轴上等距地分布有多个振幅传感器；

所述传感器处理器接受所述扇形阵列传感组件3所生成的振动信号，生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }并发送至所述中央数据处理器；

其中，i表示检测轴标号，n表示共有n条检测轴，j表示该检测轴上沿激振区2排列的振动器的序号，m表示每条检测轴上有m个振动传感器，F表示激振频率传感器实测的振动频率，t表示检测时间，A表示该振动器的实测振动幅度；

所述激振器向制动盘1施加振幅恒定、频率递增的振动；

所述中央数据处理器首先基于所述扇形阵列传感组件3的末端的振动传感器的振幅的均值，确定被测制动器的共振频率f _G ，

其中，f _t 表示t时刻由激振频率传感器给出的激振频率的实测值，表示将制动器端部出现最大振幅时的激振频率；

确定共振频率f _G 之后，设定激振器的频率为共振频率f _G 起振，生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }，进行曲线拟合，拟合结果如图3所示，取拟合曲线的斜率变化最大点为危险区域4。

具体来说，当制动盘1完整时，其侧视图可以等效为矩形杆件，如图5所示，当制动盘1出现隐形裂缝时，其中部会出现弱化点，可以等效为由弹簧连接的两个杆件，当一跟杆件被激振时，弱化点远端，即另一根杆件会出现“甩鞭效应”，造成振幅增大，从曲线上看，弱化点近端的振幅较小，弱化点远端的振幅较大，曲线会在弱化点附近出现拐点，通过这种方法，可以检测弱化点的大致位置，通过多次检测和布尔运算，可以快速定位弱化点，然后使用X光进行探伤，检测快速、高效、准确。

实施例二：

一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测方法，基于所述振动检测系统实施，包括以下步骤：

S1、设备安装，在航空器静态检修工况下，将制动盘1拆卸，或者将制动卡钳放松至最大位置，以保证制动盘1在激振过程中不发生干涉；

将激振器安装在制动盘1的圆心以外的位置，如图2所示，激振区2位于制动盘1的轴心处，可以保证被激振区2域位于外侧；

扇形阵列传感组件3具有一个激振区2，将激振器的激振头粘接至所述激振区2；

激振器为惯性式电动式、电磁式、电液式、气动式和液压式中的一种；

S2、确定共振频率：所述激振器向制动盘1施加振幅恒定、频率递增的振动，检测端部传感器的振幅，当取振幅最大时的激振频率为共振频率；

S3、向制动盘1施加以共振频率为振动频率的激振振动，传感器处理器生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }，发送至中央数据处理器，进行曲线拟合，如图4所示，在图4中x轴表示与激振区距离，y中表示振幅，图4中的曲线为拟合曲线，取拟合曲线的斜率变化最大点为危险区域4；

完成第一危险区5确定后，将激振区2偏转一个角度，30°、45°、60°和90°之一，再次确定危险区域4记为第二危险区6，通过布尔交计算，重叠区域即布尔交区域7，发生隐形损坏的可能性更高，可以后续利用超声探伤或X光探伤进行定位检测。

如图5所示，完整制动盘8为均质杆件，出现破损时，如图5中缺陷制动盘9，破损区弱化为低刚度的细杆，可以等效为由弹簧连接的两个刚性杆如图5中等效结构10，在激振时，会发生端部甩动的“甩鞭效应”。尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (7)

1.一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，其特征在于，用于飞机静态检修时的制动器检查，包括激振器、激振控制器、扇形阵列传感组件（3）、传感器处理器、中央数据处理器；

所述扇形阵列传感组件（3）具有一个激振区（2），设置有一个激振频率传感器，以所述激振区（2）为圆心，等夹角地分布有多条检测轴，所述检测轴上等距地分布有多个振幅传感器；

所述传感器处理器接受所述扇形阵列传感组件（3）所生成的振动信号，生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }并发送至所述中央数据处理器；

其中，i表示检测轴标号，n表示共有n条检测轴，j表示该检测轴上沿激振区（2）排列的振动器的序号，m表示每条检测轴上有m个振动传感器，F表示激振频率传感器实测的振动频率，t表示检测时间，A表示该振动器的实测振动幅度；

所述激振器向制动盘（1）施加振幅恒定、频率递增的振动；

所述中央数据处理器首先基于所述扇形阵列传感组件（3）的末端的振动传感器的振幅的均值，确定被测制动器的共振频率f _G ，

；

其中，f _t 表示t时刻由激振频率传感器给出的激振频率的实测值，表示将制动器端部出现最大振幅时的激振频率；

确定共振频率f _G 之后，设定激振器的频率为共振频率f _G 起振，生成振动信号集合{Q_ij(F; t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }，进行曲线拟合，取拟合曲线的斜率变化最大点为危险区域（4）。

2.根据权利要求1所述的一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，其特征在于，第一次确定危险区域（4）后，将激振器与扇形阵列传感组件（3）沿制动器圆心偏转一定的角度，施加共振频率f _G 起振，再次测定危险区域（4），与第一次确定的危险区域（4）进行“布尔交”运算。

3.根据权利要求2所述的一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，其特征在于，多次将激振器与扇形阵列传感组件（3）沿制动器圆心偏转，取得多个危险区域（4），进行“布尔交”运算。

4.根据权利要求3所述的一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，其特征在于，偏转角度为30°至90°。

5.根据权利要求4所述的一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，其特征在于，偏转角度为30°、45°、60°和90°之一。

6.根据权利要求5所述的一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测系统，其特征在于，所述激振器为惯性式电动式、电磁式、电液式、气动式和液压式中的一种。

7.一种基于复合参数的飞行器制动器的振动检测方法，其特征在于，基于权利要求1-6任一项所述振动检测系统实施，包括以下步骤：

S1：设备安装：在航空器静态检修工况下，将激振器安装在制动盘（1）的圆心以外的位置，扇形阵列传感组件（3）具有一个激振区（2），将激振器的激振头粘接至所述激振区（2）；

S2：确定共振频率：所述激振器向制动盘（1）施加振幅恒定、频率递增的振动，检测端部传感器的振幅，当取振幅最大时的激振频率为共振频率；

S3：向制动盘（1）施加以共振频率为振动频率的激振振动，传感器处理器生成振动信号集合{Q_ij(F;t,A)| _{i=1,2,…,n;j=1,2,…,m} }，发送至中央数据处理器，进行曲线拟合，取拟合曲线的斜率变化最大点为危险区域（4）。