[发明专利]试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法

说明书

本发明涉及动平衡测试技术领域，公开一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，为外挂物挂飞疲劳寿命仿真评估提供输入条件。方法包括：设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件；确定飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱；将刚度模拟试验件与挂架组成的联合体挂于振动试验平台上，再以振动试验平台根据确定的真实振动响应谱进行振动量级调校，使刚度模拟试验件头部和尾部加速度传感器所采集的数据所计算的试验振动响应谱与真实振动响应谱一致时，选取挂架与刚度模拟试验件对接挂点处至少两个加速度传感器的试验响应数据；再对该试验相应数据进行相关处理后得到飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱。

技术领域

本发明涉及智能制造中机器或结构部件的静或动平衡测试，尤其涉及一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法。

背景技术

飞机外挂物挂机振动主要来源于飞机发动机工作振动传递至外挂物挂点处的振动，同时也包含气流引起外挂物激振。随着飞机外挂产品挂飞使用次数的指标不断提高，外挂物的挂飞疲劳寿命问题及准确评估日益受到重视。飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱作为挂飞疲劳寿命评估的输入，可保证挂飞寿命精准预测和挂飞试验的安全。

飞机外挂物的结构疲劳寿命仿真评估工作一般在产品的研制前期阶段，需通过仿真手段对飞机外挂物的结构进行疲劳寿命评估，再逐步优化设计后开展样机试制。飞机外挂物上一级挂点（挂架与外挂物接口）的振动响应作为疲劳寿命仿真评估的输入，目前一般通过在外挂物挂点处安装传感器，监测飞机在飞行过程中外挂物上一级挂点处的加速度时域响应，再对实测数据进行处理，最终可获得较为准确真实的挂机振动疲劳载荷谱，但整个实测过程存在实测周期长、试验费用高、协调难度大、数据处理难等诸多客观不利因素。同时目前行业内相关标准只规定了飞机外挂物在载机下的振动响应谱计算方法，没有规定飞机外挂物上一级挂点处的振动载荷谱计算方法，无法作为输入条件进行挂飞疲劳寿命仿真评估。

发明内容

本发明目的在于公开一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，为外挂物挂飞疲劳寿命仿真评估提供输入条件。

为达上述目的，本发明公开一种试验类推法计算飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱的方法，包括：

步骤S1、设计与飞机外挂物结构相对应的刚度模拟试验件，并在刚度模拟试验件的头部和尾部分别安装至少一个加速度传感器。

步骤S2、根据飞机外挂物结构和目标飞行环境确定飞机外挂物头部和尾部的真实振动响应谱。

步骤S3、将刚度模拟试验件与挂架组成的联合体挂于振动试验平台上，再以振动试验平台根据确定的真实振动响应谱和刚度模拟试验件的头部和尾部加速度传感器所采集的数据进行振动量级调校，得到头部和尾部加速度传感器所采集的数据所计算的试验振动响应谱与真实振动响应谱一致时，挂架上部与振动试验平台对接挂点处至少两个加速度传感器的试验响应数据。

步骤S4、将挂架上部与振动试验平台对接挂点处各传感器的试验响应数据进行频域内的求平均值处理得到挂飞振动响应均值曲线。

步骤S5、将挂飞振动响应均值曲线进行极值折线法包络处理作为飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱。

优选地，刚度模拟试验件的外形尺寸、质量、质心、转动惯量、以及主承力件结构和选材与真实外挂物保持一致，并以配重件替代非承力部件；且刚度模拟试验件与真实外挂物两者之间基于有限元动力学建模的模态分析的误差符合预设的范围。

进一步地，刚度模拟试验件与真实外挂物两者之间基于有限元动力学建模的模态分析的误差范围具体为：前3阶自由主模态的振型向量之间的MAC值大于或等于0.92，且前3阶自由主模态的固有频率之间的误差小于10%。

藉此，本发明所公开基于试验类推法的飞机外挂物挂机振动疲劳载荷谱计算方法，通过试制简单模拟试验件开展振动试验，测出飞机外挂物输入端的振动响应，可直接用于飞机外挂物的挂飞疲劳寿命评估，作为寿命评估的关键输入。且还具有以下有益效果：