一种颤振试飞激励装置及方法与流程

1.本技术涉及颤振试飞激励技术领域，尤其涉及一种颤振试飞激励装置及方法。


背景技术：

2.颤振现象是飞行器受到空气动力、弹性力和惯性力的耦合作用而发生的一种大幅度振动现象，往往会引发灾难性后果。由于飞机颤振问题同时涉及空气动力学、结构力学、飞行动力学等多学科领域，单纯的理论分析无法完全消除颤振隐患，因此为避免飞机在飞行包线内发生颤振，在飞机的研制过程中，应采用真实飞机在实际飞行条件下进行颤振试飞试验。
3.现如今多采用小火箭激励、惯性激励等方式进行颤振试飞试验，存在可重复性差、难以在各频率段进行充分激励等缺陷，因此存在较大的弊端。


技术实现要素：

4.基于上述背景技术的问题，本技术提供了一种颤振试飞激励装置及方法，解决现有激励方式可重复性差、难以在各频率段进行充分激励的问题。
5.第一方面，本技术提供一种颤振试飞激励装置，包括：
6.前翼，呈圆台状，所述前翼为中空设置，且所述前翼的两端均为开口设置；所述前翼的侧表面沿母线方向开设有缺口，所述缺口的两侧壁之间连接有第一支撑杆；
7.转轴，所述转轴的第一端由所述前翼的小径端伸进所述前翼内，所述转轴的第一端连接有第二支撑杆，所述第二支撑杆的两端分别与所述前翼的内壁相连；
8.驱动装置，所述驱动装置的输出端与所述转轴的第二端相连，用于驱动所述转轴转动；以及
9.信号采集装置，用于采集激励信号。
10.可选地，所述第一支撑杆沿所述前翼侧表面的母线方向间隔设置有多根。
11.可选地，所述信号采集装置采用三维力传感器。
12.可选地，所述三维力传感器设置于所述驱动装置上。
13.可选地，还包括设置在所述驱动装置与转轴之间的整流装置，所述转轴穿过所述整流装置；所述整流装置为圆台状，所述整流装置的大径端朝向所述驱动装置。
14.可选地，所述整流装置为中空设置。
15.可选地，所述前翼为复合材料夹芯结构。
16.第二方面，本技术提供一种颤振试飞激励方法，采用第一方面中任一项所述的颤振试飞激励装置，包括：
17.将所述颤振试飞激励装置分别安装于飞机机翼的翼稍；
18.调整所述颤振试飞激励装置的前翼的初始位置；
19.控制所述前翼以不同转速转动，对飞机进行扫频激励。
20.可选地，所述调整所述颤振试飞激励装置的前翼的初始位置包括：
21.调整所述前翼的缺口的位置，使左右两组激励装置中产生的激励信号的相位差为0或π。
22.本技术的有益技术效果如下：
23.进行颤振飞行试验时，将本技术的激励装置固定安装于飞机机翼上，根据实际情况，可在每个机翼的翼稍均安装一组激励装置，须使前翼的开口朝向飞机的头部。飞机稳定平飞状态下，驱动装置工作，通过转轴带动前翼转动，产生激励力；同时驱动装置控制前翼在一定转速范围内变化，进而使激励力的频率在一定范围内变化，即对飞机结构进行扫频激励。激励过程中，通过信号采集装置对激励信号进行实时采集，并将采集结果反馈至飞机的分析系统中，进行数据分析与系统辨识，评估颤振发生的风险，估计出大致的颤振安全余量。
24.相对于传统颤振激励方式来讲，本技术采用气动力作为激励力的来源，飞机平飞状态下激励力的幅值较稳定，而且通过改变前翼的转速，可在低频段进行颤振激励，提高了低频段激励的效率；通过驱动装置控制前翼以不同速度转动，能够对飞机结构关键频率范围进行持续充分的激励，可重复性高；而且相较于小火箭等单输入激励方式来讲，本技术可在飞机的指定部位分别安装颤振试飞激励装置，通过电控系统控制各组颤振试飞激励装置同步工作，实现多输入激励。
25.通过对飞机施加对称激励和反对称激励，与飞机在真实飞行中，各种飞行状态下的实际受力状况相契合，提高了分析结果的可信度和准确度。
附图说明
26.为了更清楚地说明本技术的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图，而并不超出本技术要求保护的范围。
27.图1是本技术实施例给出的颤振试飞激励装置的一种整体结构示意图；
28.图2是图1的三维爆炸图；
29.图3是前翼的正视图；
30.图4是沿图3中a-a线的剖视图；
31.图5是施加对称激励时前翼的状态图；
32.图6是施加反对称激励时前翼的状态图。
33.图中，1、前翼；11、缺口；12、第一支撑杆；2、转轴；21、第二支撑杆；3、驱动装置；4、信号采集装置；5、整流装置。
具体实施方式
34.下面结合本技术实施例中的附图，对本技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本技术中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
35.采用真实飞机在实际飞行条件下进行颤振飞行试验，当飞机达到预先设定的飞行
状态后，保持稳定平飞，然后施加人工激励，获取飞机结构的动态响应应用于颤振分析。传统的人工激励方式包括以下几种：
36.驾驶员脉冲激励，即在飞机平飞过程中，飞行员操控激励系统施加激励信号，采用这种方式对飞行员的动作技巧要求较高，而且由于飞行员操作所施加激励信号的不确定性，导致该种方式可重复性较差。
37.小火箭激励方式，即通过在飞机机身固定小火箭，飞机达到稳定平飞状态后，点燃小火箭，然后在小火箭燃料的燃烧过程中，获取飞机结构的动态响应。采用这种方式，受到燃料燃烧时长的影响，小火箭的激励次数以及响应数据长度都比较有限，而且该方式一般为单输入激励，安装在飞机机翼的某一侧，因为受到人为操作因素或小火箭加工因素的影响，当设置多个小火箭时，小火箭难以做到同步燃烧，所以造成其激励数据存在较大的不确定性因素。
38.惯性激励方式，即采用偏心转子等形式产生激励力，这种情况下激励力幅值与转速的平方成正比，因此在低频段无法提供充分的激励，除此之外偏心转子的质量也可能对飞行器的质量分布产生影响，进而对飞行器的飞行状态造成影响，因此也存在较大的弊端。
39.参照图1和图2，为本技术实施例公开的一种颤振试飞激励装置，包括前翼1、转轴2、驱动装置3以及信号采集装置4。
40.前翼1的整体外形为圆台状，内部为中空设置，前翼1的两端均为开口设置。激励装置在使用时，空气来流方向朝向前翼1的大径端。
41.参照图2、图3和图4，前翼1的侧表面上沿母线方向开设有缺口11，可选地，缺口11的长度等于前翼1母线的长度。缺口11的两侧壁之间固定连接有第一支撑杆12，第一支撑杆12连接缺口11的两侧壁，增强前翼1整体结构的稳定性，防止飞行器高速飞行状态下，受到气动力影响，导致前翼1的结构发生变形。
42.参照图1和图2，将转轴2的其中一端称为第一端，另一端称为第二端，则转轴2的第一端穿过前翼1的小径端伸进前翼1内，转轴2的第一端固定连接有第二支撑杆21，第二支撑杆21沿前翼1的径向设置，第二支撑杆21的两端分别与前翼1的内壁固定连接。通过第二支撑杆21将转轴2与前翼1相连，转轴2转动时，第二支撑杆21对前翼1施加扭矩，带动前翼1转动。在本技术实施例一些可能的实现方式中，转轴2为中空设置，以减小整个激励装置的质量，进而降低对飞机结构质量分布的影响。
43.驱动装置3的输出端与转轴2的第二端相连，用于驱动转轴2转动，驱动装置3内集成有控制模块，可控制转轴2以不同转速转动。
44.当空气来流穿过前翼1时，气动力作用在前翼1的侧壁。将作用在前翼1侧壁上的力分解为沿前翼1轴向的力以及沿前翼1径向的力，当前翼1为一完整圆台形状时，沿前翼1径向的力在圆周方向上相互抵消，前翼1所受合力为零。而本技术中，通过设置缺口11，前翼1在空气来流作用下，会产生径向方向的升力，本技术实施例中该升力为激励力；在某一静止状态下，前翼1所受的升力朝向缺口11方向，因此前翼1转动过程中，激励力的方向不断变化；而当前翼1转速在一定范围内变化时，激励力的频率相应地得到改变，即实现扫频激励。
45.信号采集装置4用于采集激励信号，并将激励信号反馈至机载的分析系统中。应当理解的是，此处所述机载的分析系统是临时安装于飞机上，用于颤振试飞试验的特有系统，实际应用中，机载的分析系统可安装于飞行员座位的一侧，方便对试验状态进行实时监控。
46.进行颤振飞行试验时，将本技术的激励装置固定安装于飞机机翼上，根据实际情况，可在每个机翼的翼稍均安装一组激励装置，须使前翼1的开口朝向飞机的头部。飞机稳定平飞状态下，驱动装置3工作，通过转轴2带动前翼1转动，产生激励力；同时驱动装置3控制前翼1在一定转速范围内变化，进而使激励力的频率在一定范围内变化，即对飞机结构进行扫频激励。激励过程中，通过信号采集装置4对激励信号进行实时采集，并将采集结果反馈至机载的分析系统中，进行数据分析与系统辨识，评估颤振发生的风险，估计出大致的颤振安全余量。
47.相对于传统颤振激励方式来讲，本技术采用气动力作为激励力的来源，飞机平飞状态下激励力的幅值较稳定，而且通过改变前翼1的转速，可在低频段进行颤振激励，提高了低频段激励的效率；通过驱动装置3控制前翼1以不同速度转动，能够对飞机结构关键频率范围进行持续充分的激励，可重复性高；而且相较于小火箭等单输入激励方式来讲，本技术可在飞机的指定部位分别安装颤振试飞激励装置，通过电控系统控制各组颤振试飞激励装置同步工作，实现多输入激励。
48.参照图2和图4，作为本技术实施例一种可选的技术方案，第一支撑杆12沿前翼1侧表面的母线方向间隔设置有多根，可选地，本技术实施例中根据实际尺寸设置有两根或三根。通过设置多根第一支撑杆12，提高前翼1整体结构的稳定性。
49.作为本技术实施例一种可选的技术方案，前翼1采用复合材料夹芯结构制成，降低前翼1的质量，以减轻对飞机结构质量分布的影响，降低对颤振试飞分析结果产生的干扰。
50.作为本技术实施例一种可选的技术方案，信号采集装置4采用三维力传感器。采用三维力传感器采集原始激励力信号，能够保证系统识别输入的信噪比，提高颤振试飞分析结果的品质。
51.可选地，在本技术实施例的一种实施方式中，将三维力传感器安装于驱动装置3上，避免三维力传感器对前翼1的转动造成影响。
52.参照图1和图2，驱动装置3与转轴2之间还连接有整流装置5，整流装置5为一圆台状结构，且整流装置5的大径端朝向驱动装置。
53.需要说明的是，转轴2穿过整流装置5，能够相对整流装置5转动，整流装置5可固定于驱动装置3的外壳上。驱动装置3和信号采集装置4在垂直于转轴2轴线的平面内的投影位于整流装置5大径端的横截面内。
54.由于驱动装置3和三维力传感器朝向空气来流的方向为平面或其它不规则面，飞机飞行过程中，气流作用在驱动装置3和三维力传感器的表面，会造成较大的阻力。因此，通过设置整流装置5，遮挡在驱动装置3和三维力传感器的前方，气流会沿着整流装置5的外表面向后运动，降低飞机受到的阻力，从而降低对分析结果造成的影响。
55.可选地，整流装置5设置为中空结构，目的也是在于降低整流装置5的质量，减轻对飞机结构质量分布的影响，从而降低对颤振试飞分析结果产生的干扰。
56.本技术实施例还公开了一种颤振试飞激励方法，采用上述任一实施例中的颤振试飞激励装置，包括以下步骤：
57.s101：准备两组颤振试飞激励装置，将两组颤振试飞激励装置分别安装于飞机左右两侧机翼的翼稍位置。
58.应当理解的是，由于在机翼的翼稍位置施加激励信号，对飞机结构造成的影响较
大，而若将颤振试飞激励装置安装在机翼的根部，则对飞机结构造成的激励力影响较小，不利于试验分析。
59.s102：调整每组颤振试飞激励装置中前翼1的初始位置，前翼1的初始位置体现为缺口11的朝向。
60.通过改变前翼1初始位置时，缺口11的朝向，可改变两组激励信号的相位差，从而模拟不同的飞行状态。
61.s103：飞机达到稳定平飞状态后，通过驱动装置3控制前翼1以不同转速转动，对飞机进行扫频激励。
62.激励过程中，信号采集装置4将采集的激励信号反馈至飞机的分析系统，进行数据分析与系统辨识，评估颤振发生的风险。
63.参照图5和图6，可选地，步骤s102中，调整颤振试飞激励装置的初始位置包括以下两种状态：
64.一是调整两组颤振试飞激励装置的前翼1，使两组前翼1中的缺口11朝向一致，此时，在飞行过程中，飞机两侧机翼所受激励力的方向完全相同，两侧机翼上所施加的激励信号的相位差为0。本技术中将这种激励方式称为对称激励。
65.二是调整两组颤振试飞激励装置的前翼1，使两组前翼1中的缺口11朝向相反，即相差角度为180
°
，此时，在飞行过程中，飞机两侧机翼所受激励力的方向完全相反，两侧机翼上所施加的激励信号的相位差为π。本技术中将这种激励方式称为反对称激励。
66.通过对飞机施加对称激励和反对称激励，与飞机在真实飞行中，各种飞行状态下的实际受力状况相契合，提高分析结果的可信度和准确度。
67.以上对本技术实施例进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本技术的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明仅用于帮助理解本技术的技术方案及其核心思想。因此，本领域技术人员依据本技术的思想，基于本技术的具体实施方式及应用范围上做出的改变或变形之处，都属于本技术保护的范围。综上所述，本说明书内容不应理解为对本技术的限制。