[发明专利]飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法，用于飞行器结构强度测试领域舵面颤振稳定性的测试。

背景技术

飞行器部件的颤振特性一直以来倍受设计部门重视。颤振是结构动强度的体现，飞行器发展早期，由于人们没有动耦合、动强度的概念，导致了多起空难的发生。现代飞行器无论从飞行速度还是飞行环境上，都面临着更高的挑战，颤振问题变得尤为突出。

传统的颤振测试在风洞中进行，受风洞尺寸的限制，需要制作测试件的等比缩小模型，原始结构固有特性很难被完全保持下来，这些特性中除了结构本身的弹性、非线性特性外，还包括结构的支持条件等。此外，当实际飞行速度位于超声速乃至高超声速范围时，风洞测试往往难以开展。

颤振的地面模拟测试是一种新颖的测试系统和方法，利用激振设备模拟气动力作用，通过调节气动力算法，可实现各速度范围内的气动力加载，因而是风洞测试的有益补充。

但对于颤振的地面模拟测试来说，一个挑战性是简化相关的模型和/或计算使测试简单易行。

发明内容

本发明人考虑到，常规飞行器舵面结构的特点为：舵面本身刚硬，主要刚度由舵轴或舵机系统提供，舵面一阶弯扭频率远低于舵面本身的弹性模态频率；而飞行器舵面的颤振地面模拟测试有其特殊性，这样从技术角度看，可以进行相应的大幅简化，使测试简单易行。

基于上述认识，本发明人进行了深入研究，并由此提供了一种简单实用的专门针对飞行器舵面的颤振地面模拟测试系统和方法。

根据本发明的一个方面，提供了一种飞行器舵面的颤振地面模拟试验测试系统和方法，其特征在于包括：

用于安装待测舵面结构的舱体；

激振设备，其被置于待测舵面结构的一侧；

至少一个激光传感器其被置于待测舵面结构的另一侧，并对准测点；

激光传感器控制器，所述激光传感器用电缆与激光传感器控制器相连；

激振设备功放，激振设备通过电缆与激振设备功放的输出端相连；

气动力确定设备；

数据采集卡，

其中

激光传感器控制器与数据采集卡的输入通道相连；

激振器功放的输入端与数据采集卡的输出通道相连；

数据采集卡通过电缆与气动力确定设备相连。

根据本发明的另一个方面，提供了一种飞行器舵面的颤振地面模拟测试方法，其特征在于包括：

利用上述的颤振地面模拟测试系统，由气动力确定设备（6）生成加载信号；

通过数据采集卡的输出通道把所述加载信号发送给激振设备功放，驱动激振设备，激起待测舵面结构的振动；

在待测舵面结构上的测点位置设置反射贴；

利用激光传感器发出激光射线和检测由反射贴反射的激光信号；

用激光传感器包括的多普勒频移光学元件，将检测到的含有振动信息的激光信号转换为多普勒频移信号；

通过多普勒干涉分析，将所述多普勒频移信号转变为与振动速度相对应的振动响应信号，再经由数据采集卡的输入通道将振动响应信号传回气动力确定设备；

由气动力确定设备确定气动力并生成加载信号。

根据本发明的一个进一步的方面，上述非接触式模态测试系统包括：

两台激振设备，用于激起待测舵面结构的振动，其中所述两台激振设备被置于待测舵面结构一侧，

由四台激光传感器通过多普勒干涉原理检测待测舵面结构的所述振动，其中所述激光传感器被置于待测舵面结构上另一侧，

通过调整工程气动力计算方法，满足测试对不同速度范围的要求。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的飞行器舵面颤振地面模拟测试系统示意图。

图2是根据本发明的一个实施例的气动力确定设备的工作流程图。

图3是根据本发明的一个实施例的舵面气动网格划分方案示意图。

附图标号说明：

1—待测舵面结构  2—激光传感器        3—舱体结构

4—数据采集卡    5—激光传感器控制器  6—气动力确定设备

7—激振设备功放  8—激振器            9—地面基础

具体实施方式

图1显示了根据本发明的一个实施例的飞行器舵面颤振地面模拟测试系统的配置，其中待测舵面结构1安装于舱体3上，舱体端面固支于地面基础9之上。激振设备8置于待测舵面结构右侧。

激光传感器2置于待测舵面结构1左侧，对准测点。