飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质制造方法及图纸

本发明专利技术提供飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，其中的方法将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；获取计算模型，在该计算模型中目标点响应量通过各个路径输入点的相关系数、频响函数以及应变的乘积来计算；获取新工况下各个路径输入点的各方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。境预计。境预计。

【技术实现步骤摘要】
飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质


[0001]本专利技术涉及飞机特定位置的振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，尤其涉及机载设备安装位置的振动环境预计方法。

技术介绍

[0002]飞机飞行过程中，其结构和机载产品会经受多种不同的使用环境。其中振动环境，由于其作用的严重性和持久性，是比较严酷的一种使用环境。实践表明，振动对飞机的寿命和技术效能有严重的影响，甚至危及飞机安全，许多机载产品的使用故障或者事故也均与振动问题有关。
[0003]对新研和改型飞机而言,飞行振动环境的预计与分析非常重要:一方面为飞机振动环境适应性和可靠性设计提供基础数据；另一方面为机载设备、系统研制试验及环境和可靠性鉴定试验提供数据。
[0004]业内对飞机振动环境预计发展出了三种预计方法：1）计算法；2）统计法；3）经验公式法。这三种预计方法或预计准确度较低，或数据来自以往型号，如采用这些方法来预计不同型号飞机飞行振动环境，可能导致后期振动环境试验过试验或欠试验。近年来发展出的一种基于神经网络的新方法，由于其预计速度快、精度高，有了一定的应用，然而预计过程中需要大量的样本训练，实际情况可能并不允许。本申请专利技术人在公开号为“CN 114186349A”的中国专利技术专利申请中公开了名称为“一种特定工况下飞机结构振动情况预计方法”的专利技术，其基于试验工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息、特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，得到飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵，其后以飞机结构试验工况下的振动传递率矩阵、特定工况下飞机结构上特定工况下易于直接测量振动响应点的时域信息，计算飞机结构上特定工况下不易直接测量振动响应点的时域信息，以此，实现对特定工况下飞机结构振动情况的预计。如果存在多种预计方法，则有利于通过不同预计方法的彼此验证来提高预计的准确性。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种飞机振动环境预计方法、装置及计算机可读存储介质，用于提高预计结果的准确性。
[0006]根据本专利技术一方面的飞机振动环境预计方法，其包括如下步骤：将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；获取计算模型：
，其中为目标点响应量，i为整数变量，u为传递路径数量，、、分别为与第i个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向弹性模量以及应变、截面形状相关的系数，、、分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的载荷到目标点的频响函数，、、分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的应变，为频率；测试新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。
[0007]在一个或多个实施例中，获取所述计算模型的步骤包括：测试从主动端到所述目标点的频响函数；测试从主动端到被动端的显示点的频响函数；测试目标点、显示点的响应；测试载荷识别位置的应变；依据各项测试获得数据进行参数识别，得到、、，进而得到所述计算模型。
[0008]在一个或多个实施例中，获取所述计算模型的步骤中，采用正弦扫频激励对所述主动端进行激励，以进行各项所述测试。
[0009]在一个或多个实施例中，采用激振器对所述主动端进行激励，以对所述计算模型进行验证。
[0010]在一个或多个实施例中，所述主动端包括支架梁，所述传递路径包括所述支架梁向所述被动端的各个载荷传递路径。
[0011]在一个或多个实施例中，所述主动端和所述被动端通过紧固件连接。
[0012]在一个或多个实施例中，所述主动端和所述被动端铆接。
[0013]在一个或多个实施例中，所述第一方向为飞机的航向，所述第二方向为飞机的垂向，所述第三方向垂直于所述第一方向和所述第二方向。
[0014]根据本专利技术另一方面的计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现任一所述的飞机振动环境预计方法。
[0015]根据本专利技术又一方面的飞机振动环境预计装置，包括传感器和控制器，所述飞机振动环境预计装置将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置，所述传感器用于测量新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，所述控制器包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时实现任一所述的飞机振动环境预计方法。
[0016]测试数据表明，基于应变传递路径模型的模型预计值与真实测试值基本保持一
致，故可以获得结构的振动传递特性，不仅可以预测结构在不同激励下的响应，还可以研究结构本身并有针对性的对结构进行优化和改进，当结构存在损伤或裂纹时，相较于响应点到响应点构建的计算模型，基于应变的传递路径分析方法更为实用，更能直接反映出问题的本质。
附图说明
[0017]本专利技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：图1是根据一个或多个实施例的机舱的立体图。
[0018]图2是根据一个或多个实施例的机舱的后视图。
[0019]图3是沿图2中I
‑
I方向的剖视图。
[0020]图4是新工况下目标点的航向振动环境预计曲线与测试响应曲线的对比图。
[0021]图5是新工况下目标点的垂向振动环境预计曲线与测试响应曲线的对比图。
具体实施方式
[0022]图1为某飞机典型的机舱1的立体图，该机舱1用于支撑设备支架2，设备支架2用于支撑设备或机载设备，在图示实施例中，设备支架2包括两支架梁。机舱1可以是飞机真实机舱，也可以试验场所的模拟机舱。在图1中设备模拟盒3模拟机载设备安装位置，设备模拟盒3可以替换为真实设备。
[0023]飞机飞行过程中，飞机飞行振动主要来自如下四个方面:（1）发动机振动对飞机结构的激励；（2）沿飞机结构外部的气动扰流;（3）飞机外挂装置的气动扰流,特别是开放式结构舱的气动扰流和共振；（4）飞机的机动飞行、气动抖振、着陆滑行等引起的振动。气动载荷及其它振动载荷作用在机舱1的蒙皮及主梁结构上，通过连接结构传递至设备支架2，再传递至设备3的安装位置，在此安装位置产生加速度响应，设备模拟盒3处选择为振动环境预计目标点。
[0024]后述实施例基于应变传递路径方法，进行飞机典型设备舱结构的振动环境预计，由于应变反映的是结构的受力与变形情况，因此，当结构存在损伤或裂纹时，基于应变的传递路径分析方法更为实用，更能直接反映出问题的本质。应变传递路径方法的计算模型如下：下：为系统第k个振动响应输出；为系统第i个输入载荷；为第i个输入到第j个输出的传递函数，这里为频响函数；为频率；u为传递路径数量。参照公式（3）和（4）进行载荷识别，载荷识别位置通常为设备支架2的支架梁处。公式（3）为支架梁轴向力表达式，为与支架梁轴向弹性模量，支架梁截面，及轴向本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机振动环境预计方法，其特征在于，包括如下步骤：将设备支架看做被动端，将支撑设备支架的飞机结构整体看做主动端，被动端目标点为设备安装位置，即为振动环境预计位置；获取计算模型：获取计算模型：获取计算模型：获取计算模型：其中为目标点响应量，i为整数变量，u为传递路径数量，、、分别为与第i个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向弹性模量以及应变、截面形状相关的系数，、、分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的载荷到目标点的频响函数， 、、 分别为第i个载荷识别位置第一方向、第二方向、第三方向的应变，为频率；获取新工况下各个载荷识别位置的第一方向、第二方向、第三方向的应变，并代入所述计算模型，用所得结果进行目标点处的振动环境预计。2.如权利要求1所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，获取所述计算模型的步骤包括：测试从主动端到所述目标点的频响函数；测试从主动端到被动端的显示点的频响函数；测试目标点、显示点的响应；测试载荷识别位置的应变；依据各项测试获得数据进行参数识别，得到、、，进而得到所述计算模型。3.如权利要求2所述的飞机振动环境预计方法，其特征在于，获取所述计算模型的步骤中，采用正弦扫频激励对所述主动端进行激励，以进行各项所述测试。4.如权利要求2或3所述的飞机振动环...

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，李益萱，刘继军，黎伟明，白春玉，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：