[发明专利]一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置与方法

权利要求书

1.一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置，其特征在于，包括飞机尾翼本体部分、激励部分、振动检测部分及控制部分；

所述飞机尾翼本体部分包括飞机尾翼结构，所述飞机尾翼结构竖直固定在实验台上，固定的一端称为固定端，另一端为自由端；

所述激励部分包括激振器、信号发生器及功率放大器，所述激振器设置在飞机尾翼结构的反面，激振器顶杆与飞机尾翼结构的反面接触，且位于自由端，信号发生器产生信号输入功率放大器，进一步驱动激振器激起飞机尾翼结构振动；

所述振动检测部分包括投影仪、加速度计、一对CCD相机、电荷放大器、A/D采集卡及计算机，所述投影仪与计算机连接，投影在飞机尾翼结构的正面形成多个投射点；

所述一对CCD相机用于检测多个投射点的振动信息并发送给计算机；

所述加速度计安装在飞机尾翼结构自由端的边缘，加速度计采集的信号经过电荷放大器及A/D采集卡输入计算机；

所述控制部分包括压电陶瓷驱动器、扭转模态驱动器、放大电路及D/A转换器；

所述压电陶瓷驱动器粘贴在飞机尾翼结构的正、反面，且靠近固定端；

所述扭转模态驱动器粘贴在飞机尾翼结构的正、反面；

所述计算机对振动信息进行处理得到控制信号，经D/A转换器及放大电路，进一步驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，抑制飞机尾翼结构的振动。

2.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，还包括相机云台及滑轨，所述CCD相机安装在相机云台上，相机云台在滑轨上滑动。

3.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，所述压电陶瓷驱动器由多片压电陶瓷片构成，多片压电陶瓷片成一字型排列。

4.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，所述扭转模态驱动器由八片压电驱动片构成，每面四片，且位于沿翼展方向的几何尺寸中间位置，双面反对称连接构成扭转模态驱动器。

5.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，投影点位于扭转模态驱动器的上方。

6.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，所述激振器为两台，分别位于飞机尾翼结构自由端的左右两侧，加速度计位于飞机尾翼结构的自由端左侧边缘。

7.根据权利要求1-6任一项所述的振动检测装置，其特征在于，还包括检测平台，所述投影仪及CCD相机位于检测平台，检测平台设置在飞机尾翼结构的前方。

8.一种如权利要求1-7任一项所述的振动检测装置的方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一步，信号发生器产生信号，经过功率放大器后驱动激振器激起飞机尾翼结构的振动；

第二步，计算机控制投影仪输出，在飞机尾翼结构的正面形成多个投射点；

第三步，一对CCD相机检测投影点的振动信息，输入计算机；加速度计检测飞机尾翼结构的振动信息，通过电荷放大器及A/D采集卡输入计算机；

第四步，计算机对振动信息进行处理得到控制信号，控制信号经过D/A转换器及放大电路放大后驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，抑制飞机尾翼结构的振动。