本申請屬于全尺寸飛機地面振動試驗技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，步驟S1：建立飛機動力學模型，并進行動力學特性分析，步驟S2：根據(jù)所述飛機動力學模型的尺寸、重量、重心、慣性矩數(shù)據(jù)以及試驗支持所需頻率設(shè)計支托系統(tǒng)；根據(jù)動力學特性分析結(jié)果的模態(tài)振型以及離散質(zhì)量數(shù)據(jù)設(shè)計測量點布置方案以及激振點布置方案；步驟S3：根據(jù)設(shè)計好的支托系統(tǒng)、測量點布置方案、激振點布置方案結(jié)合試驗系統(tǒng)模型與所述飛機動力學模型進行組裝，形成全機地面振動試驗仿真模型。步驟S4：基于全機地面振動試驗仿真模型進行物理試驗。本申請有效提高飛機全機地面振動試驗的方案設(shè)計可靠性和效率，降低物理試驗過程中的風險。
【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
本申請屬于全尺寸飛機地面振動試驗，特別涉及一種基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法。
技術(shù)介紹
1、飛機全機地面振動試驗(gvt：ground?vibration?test)是用試驗的方法測定飛機結(jié)構(gòu)動力學特性(也稱模態(tài)參數(shù))，這些參數(shù)包括飛機結(jié)構(gòu)的各階固有頻率、固有振型、阻尼系數(shù)及廣義質(zhì)量等，是飛機研制或改型過程中必須進行的一項大型地面驗證性試驗，其試驗數(shù)據(jù)是全機有限元模型修改、氣動彈性分析、振動控制等的重要依據(jù)。是驗證氣動彈性指標符合性的重要手段。
2、全機地面振動試驗時一般有多種不同的飛機構(gòu)型，同時都是在首飛前進行，試驗周期壓力較大。而且隨著新材料、新結(jié)構(gòu)、新氣動布局不斷出現(xiàn)，使得飛機結(jié)構(gòu)動力特性越來越復(fù)雜，飛機支持系統(tǒng)的設(shè)計驗證、激振力的施加、模態(tài)的識別是目前存在的技術(shù)難題，使得飛機研制成本高、周期長，如何提高gvt試驗的效率和精度、降低物理試驗周期和風險是目前國內(nèi)外研究的趨勢。為了縮短物理試驗的周期、提高試驗的精度和效率，因此在方案設(shè)計階段需充分考慮各種因素的影響，傳統(tǒng)的試驗設(shè)計是基于飛機的物理樣機，往往在試驗現(xiàn)場發(fā)現(xiàn)支托系統(tǒng)與飛機之間相互干涉、激振器布置不是很合理等問題，需要進行返工修改，這造成試驗周期加長，因此傳統(tǒng)的方案設(shè)計方法已經(jīng)無法滿足現(xiàn)代飛機的試驗需求。本專利技術(shù)提出了一種基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗方案設(shè)計方法，可以有效提高設(shè)計可靠性，減少試驗設(shè)計的返工率，對于提高飛機地面振動試驗效率、提升試驗結(jié)果精度具有重要意義。經(jīng)過廣泛調(diào)研，未發(fā)現(xiàn)國內(nèi)外公開發(fā)表的文獻資料中關(guān)于該方法的報道。
r/>技術(shù)實現(xiàn)思路
1、為了解決上述問題，本申請?zhí)峁┝艘环N基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，包括：
2、步驟s1：建立飛機動力學模型，并進行動力學特性分析，
3、步驟s2：根據(jù)所述飛機動力學模型的尺寸、重量、重心、慣性矩數(shù)據(jù)以及試驗支持所需頻率設(shè)計支托系統(tǒng)；根據(jù)動力學特性分析結(jié)果的模態(tài)振型以及離散質(zhì)量數(shù)據(jù)設(shè)計測量點布置方案以及激振點布置方案；
4、步驟s3：根據(jù)設(shè)計好的支托系統(tǒng)、測量點布置方案、激振點布置方案結(jié)合試驗系統(tǒng)模型與所述飛機動力學模型進行組裝，形成全機地面振動試驗仿真模型。
5、步驟s4：基于全機地面振動試驗仿真模型進行物理試驗。
6、優(yōu)選的是，試驗系統(tǒng)模型包括但不限于傳感器仿真模型，激振器仿真模型，試驗控制裝置模型。
7、優(yōu)選的是，所述試驗支持所需頻率不高于飛機彈性模態(tài)頻率的三分之一，飛機彈性模態(tài)頻率通過動力學特性分析獲得。
8、優(yōu)選的是，所述支托系統(tǒng)設(shè)計完成后，建立支托系統(tǒng)的參數(shù)化模型，并通過仿真進行驗證。
9、優(yōu)選的是，步驟步驟s3之后還包括：
10、步驟s31：在全機地面振動試驗仿真模型上開展設(shè)備之間、設(shè)備與飛機結(jié)構(gòu)之間的干涉檢查以及激振點布置方案、測量點布置方案合理性驗證；
11、步驟s32：當干涉檢查與合理性驗證通過后，形成最終的全機地面振動試驗仿真模型，否則調(diào)整支托系統(tǒng)、測量點布置方案、激振點布置方案返回步驟s3。
12、優(yōu)選的是，每個測量點布置多個傳感器，并通過表決法剔除故障傳感器。
13、本專利技術(shù)的優(yōu)點主要有：適用性強，可有效應(yīng)用于機全尺寸飛機地面振動試驗的方案設(shè)計階段；通過模型驅(qū)動進行支托系統(tǒng)的設(shè)計、傳感器和激振器的優(yōu)化布置，并可以在模型上開展支托過程模擬、干涉檢查、激振及測量方案的驗證，有效提高飛機全機地面振動試驗的方案設(shè)計可靠性和效率，降低物理試驗過程中的風險。
本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護點】
1.一種基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，包括：
2.如權(quán)利要求1所述的基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，試驗系統(tǒng)模型包括但不限于傳感器仿真模型，激振器仿真模型，試驗控制裝置模型。
3.如權(quán)利要求1所述的基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，所述試驗支持所需頻率不高于飛機彈性模態(tài)頻率的三分之一，飛機彈性模態(tài)頻率通過動力學特性分析獲得。
4.如權(quán)利要求1所述的基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，所述支托系統(tǒng)設(shè)計完成后，建立支托系統(tǒng)的參數(shù)化模型，并通過仿真進行驗證。
5.如權(quán)利要求1所述的基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，步驟步驟S3之后還包括：
6.如權(quán)利要求1所述的基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，每個測量點布置多個傳感器，并通過表決法剔除故障傳感器。
【技術(shù)特征摘要】
1.一種基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，包括：
2.如權(quán)利要求1所述的基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，試驗系統(tǒng)模型包括但不限于傳感器仿真模型，激振器仿真模型，試驗控制裝置模型。
3.如權(quán)利要求1所述的基于模型驅(qū)動的飛機地面振動試驗設(shè)計方法，其特征在于，所述試驗支持所需頻率不高于飛機彈性模態(tài)頻率的三分之一，飛機彈性模態(tài)頻率通過動力學特性分析獲得。<...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：陳浩宇，李曉東，宋巧治，聶凱，李思宇，
申請(專利權(quán))人：中國飛機強度研究所，
類型：發(fā)明
國別省市：
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