[发明专利]一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置与方法

说明书

本发明公开了一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置与方法，包括飞机尾翼本体部分、激励部分及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，所述激励部分包括激振器、信号发生器及功率放大器，所述振动检测部分包括投影仪、加速度计及CCD相机，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；从而实现对飞机尾翼本体部分振动的测量与控制。

技术领域

本发明涉及飞机尾翼的振动控制领域，具体涉及一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置与方法。

背景技术

尾翼是安装在飞机尾部的一种装置，用于增强飞机在飞行过程中的稳定性。在飞行过程中飞机尾翼面临的损害之一就是尾翼的抖振。飞机尤其是战斗机在大攻角时气流经过机身和机翼的扩散形成抖振。抖振被定义为紊流引起的飞机结构的不规则振动，在飞机飞行过程中会形成的高强度涡流载荷，这种涡流经过机翼和机身时会增加升力，但当它突遇飞机尾翼时会对尾翼结构产生高能量的紊流冲击，长时间冲击便形成了飞机尾翼结构的持续抖振。飞机尾翼结构的抖振现象增加了飞机在飞行过程承受的结构应力，对于战斗机来说，还会影响武器系统的瞄准、跟踪等操作，一定程度上削弱了战斗性能。由此可见，抖振对飞机尤其是高性能战斗机带来的危害是致命的；经济效益上来说，抖振增加了飞机正常服役期间的维护成本。国外对飞机尾翼抖振现象的研究起步较早，使用压电材料检测飞机尾翼振动状态的方法比较普遍；国内对飞机抖振的研究比较少见，实验成果较少，最初多集中为飞机抖振特性的理论研究。1995年国内报道了L8飞机抖振的风洞试验研究，该试验测试了飞机结构与抖振边界的关系、迎角与气流分离的关系。此后逐步从理论研究走向具体实验。

迄今，主流上用于飞机尾翼抖振现象研究的振动检测装置主要采用的是压电传感器，这种接触式测量方法，由于检测装置与被测物直接接触，故而必然存在负载效应，从而引入实验误差，影响实验精度。在研究飞机尾翼的振动检测过程中，振动检测环节司感知被测物振动状态之功能，故而振动检测装置及方法在选用和实施上有着举足轻重的重要性。

发明内容

为了克服现有技术存在的缺点与不足，本发明提供一种非接触式飞机尾翼振动检测装置与方法。

该装置使用激振器激振飞机尾翼，振动检测部分检测飞机尾翼本体部分的振动信息后发送给计算机，计算机经过相应处理后发送信号至振动控制部分，后者对飞机尾翼本体部分进行控制，从而实现对飞机尾翼本体部分振动的测量与控制。

本发明采用如下技术方案：

一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置，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；