一种大型飞机地面滑跑振动特性分析方法与流程

本发明涉及飞机振动特性分析技术，具体涉及一种大型飞机地面滑跑振动特性分析方法。

背景技术：

飞机在地面起飞和着陆的滑跑过程中，由于滑跑地面的不平、着陆时的冲击、飞机本身的结构不对称、飞行员操作不稳和刹车等原因均可能引起飞机在滑跑过程中的振动。飞机在地面滑跑过程中产生的机体异常振动会影响到飞行员的正常操作，同时也会影响到客舱内乘员的乘坐舒适度，严重时将引起机体结构的破坏。因此，一般在飞机设计中，通过振动数据分析机体振动特性，寻找到引起飞机产生异常振动的振源，变得尤为重要，同时通过振动数据分析结果对有效降低飞机在滑跑过程中产生的振动的研究也可提供依据。目前国内外更多的是注重局部结构的振动特性分析，对于全机的分析较少，且并未给出系统的分析方法。

技术实现要素：

本发明的目的是：提供一种大型飞机地面滑跑振动特性分析方法，能够获得大型飞机地面滑跑振动特性，快速分析引起振动的原因，为有效降低飞机在滑跑过程中产生振动问题的研究提供依据。

本发明的技术方案是：一种大型飞机地面滑跑振动特性分析方法，通过大型飞机动力学模型的模态分析结果，确定传感器布置位置；通过gvt试验识别大型飞机模态参数；通过地面滑行试验获取大型飞机地面滑行振动传感器数据及飞参数数据，并对振动传感器数据进行频谱分析获取贡献最大频率，对比gvt试验获取的模态参数，确定最大频率类型及产生的原因，结合飞参数据确定振源，实现对大型飞机地面滑跑振动特性分析。

大型飞机动力学模型在布置传感器前，通过等效切面刚度、等效切面质量建立。

布置传感器位置时，对大型飞机动力学模型进行模态分析，通过前三阶模态判断传感器安装位置，避免布置在节点位置。

对地面滑行试验采集振动传感器数据进行频谱分析时，筛选各部位振幅最大时刻贡献最大的频率，从而确定结构振动主频率，同时结合飞参数据，确定振幅最大时刻飞机状态。

对振动传感器数据进行频谱分析的具体过程如下：

1)将机体各位振动传感器采集的数据依据飞机状态进行分类，分为发动机开启至稳定状态、加速滑跑状态、不借助刹车装置的自然减速状态和借助刹车的减速状态4个状态；

2)筛选出各部位振幅最大的状态，并对该状态下的各部位振动传感器数据进行频谱分析，筛选出频谱中贡献明显大于其他阶频率的主频率，该频率即为引起该状态下相应部位振动的主频率，从而确定结构振幅最大时刻的飞机状态及主频率。

将各部位结构振幅最大时刻的主频率与gvt试验中测得的各部位固有频率进行对比时，若各部位出现相同的主频率，则判断为是由机体某结构振动引起的其他部位的受迫振动，筛选固有频率与主频率相近的结构，同时结合飞参数据确定的飞机状态，可判断振源，进而针对分析得到振源或结构进行改进。

所述的大型飞机地面滑跑振动特性分析方法，其包括如下步骤：

步骤一、依据大型飞机结构参数建立动力学简化模型；

步骤二、依据大型飞机动力学简化模型，进行模态分析，得到飞机结构部位的前三阶振型；

步骤三、依据大型飞机计算所得前三阶振型，确立飞机结构部位振动节点位置；

步骤四、依据大型飞机模态分析结果，避开节点位置，即各阶振动平衡位置，在飞机结构部位安装振动传感器；

步骤五、通过gvt试验测得飞机结构部位模态参数；

步骤六、开展大型飞机地面低速、中速和高速滑行试验；

步骤七、在地面低速、中速和高速滑行试验过程中采集飞机结构部位振动传感器数据；

步骤八、在地面低速、中速和高速滑行试验过程中采集大型飞机飞参数据，包括至少滑行机轮速度、发动机转速、刹车压力、刹车盘温度；

步骤九、对振动传感器数据进行频谱分析，筛选对各部位振动贡献最大的频率；

步骤十、对飞参数据进行分析，结合步骤七中各部位振动传感器数据，确立发生振动时的相关飞参数据；

步骤十一、结合步骤九中各部位振动贡献最大频率对比gvt试验测得的各部位固有振动频率，确定引起各部位振动类型；

步骤十二、结合步骤十和步骤十一，确定引起各部位振动的振源；

步骤十三、对步骤十二中确定的振源进行分析，通过分析结果对结构进行改进。

重复步骤六到步骤十三，直至振动情况改善——振幅明显降低或者避开引起振动频率。

飞机结构部位包括但不限于机身、机翼、尾翼、起落架。

本发明的有益效果：

本发明的大型飞机地面滑跑振动特性分析方法，通过大型飞机地面滑跑过程中振动特性的系统性分析，结合gvt试验(地面振动试验)模态参数及飞参数据的对比可快速确认大型飞机在地面滑跑过程中引起各部位振动问题的原因，更有针对性的对结构进行改进，进而加快大型飞机研制进度。

附图说明

图1是本发明大型飞机地面滑跑振动特性分析方法流程图。

图2是本发明示例中采集的某大型飞机地面滑跑过程中机头加速度响应时间历程；

图3是本发明示例中采集的某大型飞机地面滑跑过程中机尾加速度响应时间历程；

图4是本发明示例中采集的某大型飞机地面滑跑过程中尾翼加速度响应时间历程；

图5是本发明示例中采集的某大型飞机地面滑跑过程中刹车压力时间历程，刹车压力单位为mpa；

图6是本发明示例中采集的某大型飞机地面滑跑过程中机轮转速时间历程，机轮转速单位为km/h；

图7是本发明示例中对采集的某大型飞机地面滑跑过程中机头加速度响应进行的频谱分析；

图8是本发明示例中对采集的某大型飞机地面滑跑过程中机尾加速度响应进行的频谱分析；

图9是本发明示例中对采集的某大型飞机地面滑跑过程中尾翼加速度响应进行的频谱分析；

图10是本发明示例中采集的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中机头加速度响应时间历程；

图11是本发明示例中采集的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中机尾加速度响应时间历程；

图12是本发明示例中采集的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中尾翼加速度响应时间历程；

图13是本发明示例中采集的的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中机轮转速时间历程，机轮转速单位为km/h；

图14是本发明示例中采集的的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中刹车压力时间历程，刹车压力单位为mpa；

图15是本发明示例中对采集的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中机头加速度响应进行的频谱分析。

图16是本发明示例中对采集的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中机尾加速度响应进行的频谱分析。

图17是本发明示例中对采集的刹车系统改进后某大型飞机地面滑跑过程中尾翼加速度响应进行的频谱分析。

具体实施方式

这里将通过示例详细地对实施步骤进行说明，其示例流程表示在附图中。下面描述涉及附图时，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。

如图1所示，本发明大型飞机地面滑跑振动特性分析方法中，用于得到大型飞机地面滑行振动特性，包括如下步骤：

步骤一、依据某大型飞机全机等效切面刚度、等效切面质量，建立单梁动力学简化模型；

步骤二、依据步骤一中动力学模型，对某大型飞机进行模态分析，提取前三阶模态参数；

步骤三、依据步骤二中前三阶模态参数，确立机身、机翼、尾翼、起落架等相关部位振动节点位置；

步骤四、依据步骤三中确立的振动节点位置，避开节点位置在机身、机翼、尾翼等相关部位安装振动传感器，安装位置如表1所示；

表1：

步骤五、通过gvt试验测得某大型飞机机身、机翼、尾翼等相关部位固有振动频率，如表2所示；

表2：

步骤六、在地面低速、中速和高速滑行试验过程中采集某大型飞机机身、机翼、尾翼等相关部位振动传感器数据；

步骤七、在地面低速、中速和高速滑行试验过程中采集某大型飞机滑行机轮速度、发动机转速、刹车压力、刹车盘温度等飞参数据；

步骤六部分数据如图2-图4所示，步骤七部分采集数据如图5-图6所示；

步骤八、依据步骤六和步骤七中采集的数据对某大型飞机滑行过程中振动情况进行分析，依据图2-图4可知，机头、机尾和尾翼处侧向有明显周期振动，且机尾处振动幅值较大；结合图5刹车压力数据和图6机轮速度数据分析可知，当飞行员采取刹车措施时，机身加速度响应幅值快速增大，松开刹车后机身加速度响应幅值快速衰减，与飞行员描述一致，在此期间其它飞参数据无异常，因此初步判断机身振动发生与刹车有关；

步骤九、结合步骤八中分析结果，依据步骤六中采集数据对某大型飞机机身、机翼、尾翼等相关部位振动传感器数据进行频谱分析，分别如图7-图9所示；

步骤十、步骤九中通过图7-图9频谱分析可知机头和机尾侧向振动贡献最大频率均为10.99hz，对比表2中gvt试验测得的飞机各部位固有振动频率，该频率更接近于主起落架固有频率，且对机翼及尾翼进行频谱分析，同样测得10.99hz频率，因此确定机身出现的周期振动为主起落架引起的机身等各部位受迫振动；

步骤十一、结合步骤八、步骤九和步骤十分析结果，刹车时机身振动，停止刹车后机身振动幅值衰减，可确定起落架的振动是由刹车引起；

步骤十二、基于以上分析结果对某大型飞机刹车系统进行改进，因刹车系统的振动主要源于刹车盘的摩擦，因此主要针对刹车盘进行改进；

步骤十三、将改进措施用于某大型飞机，重复步骤六到步骤十二，结合图13机轮速度数据和图14刹车压力数据，同样在刹车过程中对机身、机尾和尾翼加速度数据进行采集，分别如图10-图12所示。对应机身、机尾和尾翼刹车过程中加速度响应的频谱分析结果，分别如图15-图17所示。

对比改进前后刹车阶段机头、机尾和尾翼加速度数据(改进前分别为图2-图4所示，改进后分别为图10-图12所示)可知，改进后刹车阶段加速度幅值明显降低，机尾由4.9g降低为1.4g，降低了71％，改进前后其他部位加速度极值变化情况详见表3。

表3：

对比改进前后刹车阶段机头、机尾和尾翼加速度频谱(改进前分别为图7-图9所示，改进后分别为图15-图17所示)可知，改进后刹车阶段机头、机尾主频率(10.99hz)贡献幅值明显降低，机尾由0.054g降低为0.011g，降低了71％，尾翼主频率由原来10.99hz变为了21.45hz，改进前后其他部位10.99hz频率贡献幅值变化情况详见表4。

表4：

通过对比表3和表4可知，改进后刹车阶段机身各部位加速度幅值明显降低，即机身抖动情况明显减弱，不影响飞行员驾驶安全，这与改进后飞行员反馈情况一致，同时机身振动频率也发生变化，机身虽还是以起落架固有振动频率为主频率，但贡献已明显降低，因此改进措施是有效且满足要求的。

本发明的大型飞机地面滑跑振动特性分析方法，通过大型飞机地面滑跑过程中振动特性的系统性分析，筛选引起结构振动贡献最大的频率，结合飞参数据、gvt试验数据可快速确认大型飞机在地面滑跑过程中引起各部位振动问题的原因，更有针对性的对结构进行改进，进而加快大型飞机研制进度。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。