一种飞机发动机隔振器的刚度及阻尼的测试装置的制造方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空发动机安装系统动力学设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机 隔振器的刚度及阻尼的测试装置。
【背景技术】
[0002] 发动机是飞机的主要振源之一，它在为飞机提供动力的同时，也引起机体结构的 振动和噪声。降低发动机振动水平的常用方法是在安装结构中使用减振器（隔振装置），减 振器的刚度、阻尼等参数是安装系统动力学设计的重要指标，直接影响系统的减振效果。因 此，对减振器刚度、阻尼等参数测量尤为重要，需要设计相应的测试装置进行测试。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的是提供一种用于对飞机发动机隔振器的刚度及阻尼进行测试的装 置。
[0004] 本发明的技术方案是：
[0005] -种飞机发动机隔振器的刚度及阻尼的测试装置，包括：
[0006] 试验基座，其底部固定设置在水平的支撑面上，所述试验基座具有水平的板面；
[0007] 试验台架，设置在所述试验基座的上表面；
[0008] 隔振器，通过所述试验台架固定在所述试验基座的上方；
[0009] 质量块，具有一预定质量，顶部固定连接至所述隔振器底部，且位于所述隔振器的 竖直下方；
[0010] 激振器，固定设置所述试验基座的底部的所述支撑面上，所述激振器的激振杆沿 竖直方向由下至上穿过所述试验基座的板面，所述激振杆的顶部固定连接至所述质量块底 部；
[0011] 力传感器，设置在所述激振杆与所述质量块连接处，用于测量在所述激振器预定 激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力；
[0012] 加速度传感器，固定设置在所述质量块上，用于测量所述质量块在所述预定激振 频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应；
[0013] 振动测量器，用于接收所述力传感器和加速度传感器传递的所述初始激励力和初 始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应分别转化成与所述预定激振频率段 内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应；
[0014] 处理器，用于根据所述质量块的质量、某一预定激振频率下的所述最终激励力和 所述最终加速度响应计算得到所述预定激振频率下所述隔振器的刚度和阻尼。
[0015] 可选地，所述的测试装置还包括：
[0016] 转接接头，固定设置在所述试验台架上，所述隔振器的顶部固定连接至所述转接 接头底部。
[0017] 可选地，所述试验台架呈框架结构，其外形选自方体、柱体或椎体中的一种。
[0018] 可选地，所述试验台架的呈长方体形框架结构，其底面水平固定设置在所述试验 基座的支撑面上，所述转接接头位于所述试验台架的内部，且所述转接接头的顶部固定连 接至所述试验台架的长方体形框架的内侧顶部。
[0019] 可选地，所述隔振器的顶部具有吊耳，所述隔振器通过所述吊耳固定连接至所述 转接接头底部。
[0020] 可选地，所述隔振器包括由内至外层叠布置的内壳体、减振材料层以及外壳体，所 述内壳体的底部具有一突起部，依次贯穿所述减振材料层和外壳体，所述隔振器通过所述 突起部与所述质量块的顶部固定连接。
[0021] 可选地，所述的测试装置还包括：
[0022] 激振器基座，设置在所述激振器与所述支撑面之间，且所述激振器通过所述激振 器基座水平固定设置在所述支撑面上。
[0023] 可选地，所述预定激振频率段包括最小频率和最大频率，所述激振器用于在所述 时间历程内控制激振频率由所述最小频率逐步增大至所述最大频率。
[0024] 本发明的有益效果：
[0025] 本发明的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，通过力传感器测量在所述激 振器预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力，通过加速度传感器测量所述质 量块在所述预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应，再通过振动测量器 将初始激励力和初始加速度响应转化成与激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应， 最后通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器的刚度和阻 尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
【附图说明】
[0026] 图1是本发明飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的结构示意图；
[0027] 图2是本发明测试装置中隔振器与转接接头和质量块连接后的剖视图。
【具体实施方式】
[0028] 这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及 附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0029] 如图1和图2所示，本发明提供的飞机发动机隔振器的刚度及阻尼的测试装置，包 括试验基座1、试验台架5、隔振器3、质量块2、激振器8、力传感器7、加速度传感器6、振动 测量器以及处理器。
[0030] 试验基座1可以为多种适合的框架结构，其外形选自方体、柱体或椎体中的一种， 其底部固定设置在水平的支撑面上，支撑面可以是地面或者其他支撑面，试验基座1具有 水平的板面。本实施例中，试验基座1为长方体形框架结构
[0031] 试验台架5同样可以为多种适合的框架结构，其外形选自方体、柱体或椎体中的 一种，设置在试验基座1的上表面。本实施例中，试验台架5的呈长方体形框架结构，其底 面水平固定设置在试验基座1的支撑面上，转接接头4位于试验台架5的内部，且转接接头 4的顶部固定连接至试验台架5的长方体形框架的内侧顶部。
[0032] 隔振器3即为需要测试的已知的飞机发动机隔振器的一种，通过试验台架5固定 在试验基座1的上方。具体地，隔振器3可以包括由内至外层叠布置的内壳体32、减振材料 层33以及外壳体34 ;在内壳体32的底部具有一突起部35,依次贯穿减振材料层33和外壳 体34,最终隔振器3通过突起部35与质量块2的顶部固定连接。
[0033] 进一步，本发明的测试装置还可以转接接头4,固定设置在试验台架5上，隔振器3 的顶部固定连接至转接接头4底部。具体地，在隔振器3的顶部还可以具有一个或者多个 吊耳21，隔振器3通过吊耳31固定连接至转接接头4底部。
[0034] 质量块2具有一预定质量（根据需要模拟的飞机发动机质量而定），顶部固定连接 至隔振器3底部，且位于隔振器3的竖直下方。
[0035] 激振器8可以选自已知的多种激振器中的一种；激振器8固定设置试验基座1的 底部的支撑面上，激振器8的激振杆沿竖直方向由下至上穿过试验基座1的板面，激振杆的 顶部固定连接至质量块2底部。进一步，在激振器8与底部支撑面之间还可以设置激振器 基座9,激振器基座9可以采用多种适合的结构形状，以加强安装的稳定性；激振器8通过 激振器基座9水平固定设置在底部支撑面上。
[0036] 力传感器7可以采用已经多种适合的力传感器，设置在激振杆与质量块2连接处， 用于测量在激振器3预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力。其中，预定激 振频率段包括最小频率和做大频率，呈递增关系，例如预定激振频率段可以是5-2000HZ，其 中最小为5hz，最大为2000hz ;时间历程指的是激振器8从5hz逐渐变大（每次变化的大小 可以根据需要进行调节，例如每秒变化〇. Ihz或者Ihz等）到2000hz时所需要的时间，这 个过程又叫扫频，其中时间历程可以根据需要进行设定。
[0037] 加速度传感器6可以采用已经多种适合的加速度传感器，固定设置在质量块2上， 用于测量质量块2在上述预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应。
[0038] 振动测量器为目前已知的测量器或测量系统，主要用于接收上述力传感器7和加 速度传感器6传递的初始激励力和初始加速度响应，并将初始激励力和初始加速度响应通 过快速傅氏变换（FFT)方法分别转化成与预定激振频率段内各个激振频率相关的最终激 励力和最终加速度响应。
[0039] 处理器可以是多种时候的器部件，例如直接选择为一台计算机，相关数据可以自 动录入或者手动录入，通过相应的程序进行计算。用于根据质量块2的质量、某一预定激振 频率下的最终激励力和最终加速度