[發明專利]一種多激勵源聯合控制試驗裝置及方法

有效

• 申請號: 201110332965.7
• 申請日: 2011-10-28
• 公開（公告）號: CN102384833A
• 公開（公告）日: 2012-03-21
• 發明（設計）人: 姚軍;趙帥帥;張俊;周秀峰;徐明鴿;王歡
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G01M7/02
• 分類號: G01M7/02
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

(一)技術領域

本發明涉及一種振動試驗方法，尤其是涉及一種多激勵源聯合控制試驗裝置及方法，屬于結構振動主動控制領域。

(二)背景技術

航空航天飛行器在高速飛行時，經受的振動環境復雜，除發動機產生的機械振動，還包括高速飛行時的擾動氣流、附面層脈動氣流產生的氣動噪聲等多種分布式振動源，它們不僅會激發結構整體振動而且可能會對剛性較弱或氣動布局較差的部位激發出局部共振或空腔振動，這些振動可能導致產品磨損、破壞、連接件松動或儀器設備性能下降，產生一系列的可靠性和耐久性(壽命)問題，是導致飛行器產生災難的重要因素。這些振動載荷大多是集中力和分布力激勵相結合，單純的模擬集中力的振動臺試驗只是傳統的振動環境試驗方法，不能滿足現代航空航天結構振動耐久性試驗要求，需要在傳統集中力激勵試驗基礎上發展新型能提供分布式激勵的振動試驗技術，以滿足我國新一批大型航空航天產品的壽命或耐久性振動試驗需求。

本發明提出了一種壓電元件、振動臺、激振器聯合控制的振動試驗技術，為我國大型航空航天結構耐久性和可靠性試驗提供新的技術解決途徑。

現有的振動試驗技術主要包括單軸振動試驗技術和多軸振動試驗技術。

(1)單軸振動試驗無法模擬結構的多自由度振動環境，無法暴露結構在這種環境下的失效故障模式，有可能使通過了振動環境試驗考核的結構而在實際振動環境中出現失效。

(2)多自由度振動激勵對結構響應的耦合效應十分復雜，它與單向振動激勵相比究競有多少差別，目前難以做出定量的估計

(3)多軸振動試驗技術可以同時給受試產品施加不同方向的振動應力，雖然可以模擬單軸振動試驗技術無法模擬的多自由度振動環境，但這種試驗技術主要應用于一些大型剛度較強的結構，其施加的振動應力仍為集中式應力，對航空航天常見的彈性結構是不合適的，例如飛機方向舵、發動機進氣道、尾翼等就是經常發生裂紋的構件，經受的主要是分布式動態氣動力激勵。

(三)發明內容

(1)目的：本發明的目的是提供一種多激勵源聯合控制試驗裝置及方法，它為我國大型航空航天柔性結構的振動耐久性試驗提供新的振動應力施加途徑，已解決當前的試驗技術無法充分模擬航空航天高速飛行器運行過程中經受的分布式振動環境而無法對其進行充分的振動耐久性考核的問題。

(2)技術方案：

1、本發明一種多激勵源聯合控制試驗裝置，它是由振動臺、激振器、壓電元件、SD振動控制系統、激光測振儀、示波器、函數信號發生器和直流穩壓電源組成，它們之間的位置連接關系、信號走向是：SD振動控制系統的三個輸出通道D1、D2、D3經過三通道功率放大器分別接壓電元件中的壓電作動器、激振器和振動臺，即SD振動控制系統D1、D2、D3輸出控制信號u_a、u_jzq、u_zdt經功率放大器放大后，分別輸送給壓電作動器、激振器和振動臺；激振器和振動臺安放在試驗件剛性較大的骨架位置上，壓電元件黏貼于試驗件的柔性部位(見圖2)，三種激振源聯合控制試驗件振動環境；壓電元件中的壓電傳感器黏貼于試驗件上，其輸出信號u_s1、u_s2、u_s4分別由SD振動控制系統采集通道CH4、CH5和CH6采集，即壓電傳感器連接至SD振動控制系統相應采集通道。其連接關系、信號走向如圖3所示。

所述振動臺是數字式電動振動試驗系統，是選購件，要求其工作范圍是：最大推力：98KN；最大加速度：1176m/s2；最大負載：120KG；頻率范圍：5-3000HZ。

所述激振器是選購件，主要用于模態試驗及飛機地面共振試驗，可提供一個作用點的力激勵。

所述壓電元件是壓電陶瓷片結構，包括壓電作動器、壓電傳感器等，它可提供結構表面分布式的應變激勵，其力學模型有時也可簡化成其邊緣端點處的集中力及彎矩激勵；

所述SD振動控制系統是美國SD公司生產的JAGUAR多輸入多輸出振動控制系統，擁有4個輸出通道和36路采集通道，是目前世界上最為先進的振動試驗控制系統之一。

所述激光測振儀是德國POLYTEC生產，其工作范圍：振動速度范圍最大+/-10米/秒；雙通道采集；18倍光學變焦；4倍數字變焦；掃描空間分辨率可達5微米；FFT：3200線；激光功率1mw；測定距離：0-30米。在本發明中用于試驗件各階模態、共振頻率的測定與分析。

所述示波器是選購件，用來觀察及檢測試驗過程中輸入輸出信號的波形及其特征參數；