[發明專利]飛機高溫振動疲勞測試中基于映射修正的響應控制方法

有效

• 申請號: 202210716682.0
• 申請日: 2022-06-23
• 公開（公告）號: CN114791347B
• 公開（公告）日: 2022-09-02
• 發明（設計）人: 王彬文;王純;白春玉;黎偉明;王鑫
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G01M7/02
• 分類號: G01M7/02;B64F5/60;G01M99/00;G05D23/22
• 代理公司: 北京棧橋知識產權代理事務所(普通合伙) 11670
• 代理人: 劉婷

本發明公開了飛機高溫振動疲勞測試中基于映射修正的響應控制方法，涉及飛機測試技術領域，包括以下步驟：S1、試驗系統構建；S2、正向控制：S2?1、正向控制通道建立；S2?2、正向測量通道建立；S2?3、正向載荷施加；S2?4、正向映射載荷譜測量；S3、反向控制：S3?1、反向控制通道建立；S3?2、反向測量通道建立；S3?3、反向載荷施加；S3?4、反向映射載荷譜測量；S4、載荷譜對比；S5、反向映射載荷譜修正；S6、映射控制。本發明綜合考慮振動試驗中各測點之間的映射關系以及高溫環境下飛機結構的動力學特性變化，提出一種高溫環境下的飛機振動控制方法。

技術領域

本發明涉及飛機測試技術領域，具體是涉及飛機高溫振動疲勞測試中基于映射修正的響應控制方法。

背景技術

在飛機高溫環境振動疲勞測試試驗中，振動的控制及測量是其中的難點，常用的加速度傳感器一般為壓電式傳感器，壓電晶體在高溫環境下會受到熱輻射的影響，導致無法正常輸出信號。目前現有的高溫加速度傳感器使用溫度一般為600℃~800℃左右，而目前的飛機高溫振動疲勞測試試驗中，尤其是在對空天飛機等大型飛行器進行高溫振動疲勞測試試驗時，對熱環境的要求普遍達到1000℃，甚至達到1200℃以上，遠遠不能滿足飛機高溫環境振動疲勞測試試驗的需求，況且，常溫下的加速度傳感器普遍使用膠粘法固定在試驗件被測位置，普通膠水在高溫下粘接強度大幅降低，導致這種方法無法在高溫下使用。

目前解決此類問題有兩種方式：第一種方式為采用控制與試驗件剛性連接的振動工裝或水平滑臺，從而間接控制試驗件上的振動量級。此方法主要問題在于飛機試件的物理特性，尤其是飛機試件的剛度隨溫度的升高變化明顯，導致飛機試件的動力學性能發生改變，如在試驗中未考慮飛機試件隨溫度變化的影響而單獨控制振動工裝/振動水平滑臺，高溫下飛機試件的真實振動工況將和預設工況存在一定差異；第二種方式為采用非接觸式激光測振儀直接在高溫環境下對飛機試件進行振動控制。此方法主要問題在于在高溫環境下為了保證飛機試件表面溫度，飛機試件本身被隔熱棉氈包裹的比較嚴實，很難準確將激光測點打在飛機試件控制位置，另一方面加熱系統多采用石英燈輻射裝置，輻射光會對激光測振儀的回光造成較大影響，導致控制曲線不穩，造成控制超差。

發明內容

針對上述存在的問題，本發明提供了飛機高溫振動疲勞測試中基于映射修正的響應控制方法。

本發明的技術方案是：

飛機高溫振動疲勞測試中基于映射修正的響應控制方法，包括以下步驟：

S1、試驗系統構建：在環境試驗室內布設振動臺，將水平滑臺安裝在所述振動臺的一側，將夾具固定安裝在所述水平滑臺上表面，將待測試件固定安裝在所述夾具內，在待測試件兩側安裝加熱器，使待測試件位于兩個所述加熱器之間；

S2、正向控制：

S2-1、正向控制通道建立：在待測試件的待測位置處安裝若干個第一加速度傳感器，并將每個所述第一加速度傳感器均與振動控制儀連接，將所述振動控制儀與所述振動臺連接，使若干個第一加速度傳感器作為正向控制通道；

S2-2、正向測量通道建立：在所述水平滑臺上表面安裝一個第二加速度傳感器，所述第二加速度傳感器的安裝位置位于兩個所述加熱器的加熱范圍之外，使第二加速度傳感器作為正向測量通道；

S2-3、正向載荷施加：開啟所述振動臺，在常溫條件下，將飛機高溫振動疲勞測試所需要的載荷譜作為正向載荷，通過所述振動控制儀將正向載荷施加至所述第一加速度傳感器所在位置，進行正向控制；

S2-4、正向映射載荷譜測量：待步驟S2-3中施加的正向載荷穩定后，開啟所述第二加速度傳感器進行正向測量，測量在正向控制條件下兩個所述加熱器的加熱范圍之外的水平滑臺的載荷，得到正向映射載荷譜，并關閉振動臺；

S3、反向控制：