一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法技术

本发明专利技术公开了一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法，包括步骤：一、搭建振动疲劳试验系统并安装飞机金属构件；二、振动疲劳试验系统对飞机金属构件进行频率依次递增的扫频试验；三、结合有限元动力学分析得到飞机金属构件在对应模态下的模态质量系数；四、振动疲劳试验系统采用相位跟踪法对飞机金属构件进行共振驻留试验；五、求解飞机金属构件的固有圆频率和模态阻尼比；六、根据线性振动理论计算出对应时刻的模态阻尼系数。本发明专利技术通过模态质量系数、固有频率和阻尼比即可求出振动疲劳试验中每一观察时刻的模态阻尼系数，在振动疲劳试验过程中不需中断试验就能获取模态阻尼系数，突破了传统的模态阻尼系数测量方法的局限性，求解过程简便效率高。解过程简便效率高。解过程简便效率高。

A method for measuring damping coefficient of aircraft metal components

【技术实现步骤摘要】
一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法


[0001]本专利技术属于飞机金属部件阻尼系数测量
，具体涉及一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法。

技术介绍

[0002]阻尼的定义是用来描述能量随时间或距离的耗散。在结构振动问题中，阻尼是影响振动响应的重要因素之一。同时，在结构振动疲劳问题中，阻尼与振动疲劳损伤的形成及演化规律密切相关。通过获取振动疲劳历程中的阻尼可以得到其所消耗的能量，进而探求阻尼随振动疲劳损伤的变化规律。因此，精确地获取振动疲劳试验历程中的阻尼系数变化规律是研究振动疲劳问题的关键之一。
[0003]典型的金属材料如航空铝合金等被广泛应用于飞机的蒙皮、框架、壁板油箱和起落架支柱等主要结构。结构模态阻尼系数是飞机动力学特性的主要参数之一，对机体结构在气动力、发动机激励和噪声激励作用下的响应影响显著，同时也为飞机结构的动力学模型建立与修正提供依据。传统的飞机金属构件模态阻尼系数测量主要有响应幅频曲线的半功率点法、利用结构自由衰减振动响应波形的图解测定法、利用共振频率与固有频率之差间接获取法、利用频域响应数据的数字曲线拟合识别计算法或结构系统随机响应数据的时域数字拟合识别计算法等。这些方法实施时均需要中断振动疲劳试验，而振动疲劳试验的中断会影响试验过程中的模态阻尼系数变化规律，也必然会影响飞机金属构件的振动疲劳损伤的形成及演化过程。

技术实现思路

[0004]本专利技术所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法，以单一模态的振动形式为前提将多自由度问题转化为单自由度问题，根据单自由度线性振动理论得到在基础激励的状态下系统的位移传递率以及位移相位差，在振动疲劳试验的每一个观察时刻记录振动台的激振频率、基础位移响应、飞机金属构件的绝对位移响应以及激励信号与飞机金属构件位移响应信号的相位差，通过反向求解即可得到飞机金属构件的固有频率和阻尼比，在振动疲劳试验前的扫频试验基础上，通过有限元分析得到扫频试验所对应的阻尼系数，通过公式计算出模态质量系数，通过模态质量系数、固有频率和阻尼比即可求出振动疲劳试验中每一观察时刻的模态阻尼系数，在振动疲劳试验过程中不需中断试验就能获取模态阻尼系数，便于推广使用。
[0005]为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是：一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、搭建振动疲劳试验系统，所述振动疲劳试验系统包括用于安装飞机金属构件的振动台，飞机金属构件上安装有加速度传感器；步骤二、振动疲劳试验系统对飞机金属构件进行频率依次递增的扫频试验，获得飞机金属构件的共振频率和位移响应曲线；
步骤三、根据飞机金属构件的共振频率和位移响应曲线，得到飞机金属构件的共振圆频率和飞机金属构件的扫频试验位移传递率；通过对振动疲劳试验系统进行有限元动力学分析，得到扫频试验共振频率所对应的阻尼系数，根据公式，计算飞机金属构件在对应模态下的模态质量系数，其中，为模态阻尼比预估值且；步骤四、振动疲劳试验系统采用相位跟踪法对飞机金属构件进行共振驻留试验，在振动疲劳试验的每一个试验状态观测时刻，获取如下试验数据：振动台的激振圆频率、振动台的基础位移响应、飞机金属构件的绝对位移响应以及激励信号与飞机金属构件位移响应信号的相位差；步骤五、根据单自由度线性振动理论，在基础激励的状态下系统的位移传递率、以及激励信号与飞机金属构件位移响应信号的相位差，其中，为动力放大系数，为模态阻尼比，为飞机金属构件的固有圆频率；令，，则在基础激励的状态下系统的位移传递率、以及激励信号与飞机金属构件位移响应信号的相位差组合为公式，解出飞机金属构件的固有圆频率和模态阻尼比；步骤六、根据线性振动理论，模态质量系数只与飞机金属构件的质量分布以及对应模态的振型有关，而共振驻留试验可以看作单一振动模态下的振动疲劳试验，因此飞机金属构件的模态质量系数在试验历程中保持不变，在每一个试验状态观测时刻，根据公式，计算出对应时刻的模态阻尼系数。
[0006]上述的一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法，其特征在于：所述振动台上设置有水平滑台，水平滑台上设置有用于安装飞机金属构件的试验夹具。
[0007]上述的一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法，其特征在于：步骤三中，利用Ansys软件对所述振动疲劳试验系统进行有限元动力学分析。
[0008]本专利技术的有益效果是，以单一模态的振动形式为前提将多自由度问题转化为单自由度问题，根据单自由度线性振动理论得到在基础激励的状态下系统的位移传递率以及位移相位差，在振动疲劳试验的每一个观察时刻记录振动台的激振频率、基础位移响应、飞机金属构件的绝对位移响应以及激励信号与飞机金属构件位移响应信号的相位差，通过反向求解即可得到飞机金属构件的固有频率和阻尼比，在振动疲劳试验前的扫频试验基础上，通过有限元分析得到扫频试验所对应的阻尼系数，通过公式计算出模态质量系数，通过模态质量系数、固有频率和阻尼比即可求出振动疲劳试验中每一观察时刻的模态阻尼系数，在振动疲劳试验过程中不需中断试验就能获取模态阻尼系数；特别适用于探索元件级振动疲劳试验过程中试验件模态阻尼系数的变化规律，突破了传统的模态阻尼系数测量方法的局限性；且本方法具有物理概念清晰、求解过程简便和效率高的优点，便于推广使用。
[0009]下面通过附图和实施例，对本专利技术的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
[0010]图1为本专利技术振动疲劳试验系统的结构示意图。
[0011]图2为本专利技术的方法流程框图。
[0012]附图标记说明:1—振动台；2—水平滑台；3—试验夹具；4—飞机金属构件；5—加速度传感器。
具体实施方式
[0013]如图1和图2所示，本专利技术的一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法，包括以下步骤：步骤一、搭建振动疲劳试验系统，所述振动疲劳试验系统包括用于安装飞机金属构件4的振动台1，飞机金属构件4上安装有加速度传感器5；步骤二、振动疲劳试验系统对飞机金属构件4进行频率依次递增的扫频试验，获得飞机金属构件4的共振频率和位移响应曲线；步骤三、根据飞机金属构件4的共振频率和位移响应曲线，得到飞机金属构件4的共振圆频率和飞机金属构件4的扫频试验位移传递率；通过对振动疲劳试验系统进行有限元动力学分析，得到扫频试验共振频率所对应的阻尼系数，根据公式，计算飞机金属构件4在对应模态下的模态质量系数，其中，为模态阻尼比预估值且；步骤四、振动疲劳试验系统采用相位跟踪法对飞机金属构件4进行共振驻留试验，
在振动疲劳试验的每一个试验状态观测时刻，获取如下试验数据：振动台1的激振圆频率、振动台1的基础位移响应、飞机金属构件4的绝对位移响应以及激励信号与飞机金属构件4位移响应信号的相位差；步骤五、根据单自由度线性振动理论，在基础激励的状态下系统的位移传递率、以及激励信号与飞机金属构件4位移响应信号的相位差，其中，为动力放大系数，为模态阻尼比，为飞机金属构件4的固有圆频率；令，，则在基础激励的状态下系统的位移传递率、以及激励信号与飞机金属构件4位移响应信号本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机金属构件的阻尼系数测量方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤一、搭建振动疲劳试验系统，所述振动疲劳试验系统包括用于安装飞机金属构件的振动台，飞机金属构件上安装有加速度传感器；步骤二、振动疲劳试验系统对飞机金属构件进行频率依次递增的扫频试验，获得飞机金属构件的共振频率和位移响应曲线；步骤三、根据飞机金属构件的共振频率和位移响应曲线，得到飞机金属构件的共振圆频率和飞机金属构件的扫频试验位移传递率；通过对振动疲劳试验系统进行有限元动力学分析，得到扫频试验共振频率所对应的阻尼系数，根据公式，计算飞机金属构件在对应模态下的模态质量系数，其中，为模态阻尼比预估值且；步骤四、振动疲劳试验系统采用相位跟踪法对飞机金属构件进行共振驻留试验，在振动疲劳试验的每一个试验状态观测时刻，获取如下试验数据：振动台的激振圆频率、振动台的基础位移响应、飞机金属构件的绝对位移响应以及激励信号与飞机金属构件位移响应信号的相位差；步骤五、根据单自由度线性振动理论，在基础激...

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，刘海涵，何石，陈冰茜，王纯，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：