一种固定翼飞机颤振激励测试系统及方法与流程

本发明属于试飞测试，具体涉及一种固定翼飞机颤振激励测试系统及方法。

背景技术：

1、在中国民用航空局的《正常类飞机适航规定》(ccar-23部r4版本)中规定了正常类飞机(此处泛指乘客座位设置为19座或者以下且最大审定起飞重量为8618公斤或者以下的飞机)气动弹性的要求，其中，第23.2245(a)条(ccar-23部r3版本中为第23.629条)给出了颤振试飞的相关条件，但未给出颤振试飞中激励方式的具体设计方法和测量系统的具体构建方法。

技术实现思路

1、本发明的目的：提出一种固定翼飞机颤振激励测试系统及方法，能够完成颤振激励的产生和测试数据的采集。

2、本发明的技术方案：为了实现上述目的，根据本发明的第一方面，提出一种固定翼飞机颤振激励测试系统，包括激励装置、测试系统；所述激励装置包括设置于飞机上的弹性结构的翼尖处激励点位的激励小火箭，以及与所述激励小火箭电连接的点火控制系统；所述测试系统包括机载信号采集子系统、振动信号采集子系统；所述机载信号采集子系统包含一台数据采集记录器和一个gps天线，用于记录飞机的飞行状态参数和gps时间；振动信号采集子系统包括设置于飞机上的弹性结构的刚性平面处测试点位的低频振动加速度传感器，和一台数据采集记录器。

3、在一个可能的实施例中，所述激励小火箭通过转接结构使用螺栓与飞机上每个弹性结构的翼尖处硬连接。

4、在一个可能的实施例中，弹性结构包括机翼、水平安定面、垂直安定面。

5、在一个可能的实施例中，各激励点位设置有一个或多个激励小火箭。

6、在一个可能的实施例中，低频振动加速度传感器通过转接结构使用螺栓与飞机上每个弹性结构的刚性平面处进行硬连接，安装位置选择机身前、后部各一个点位；弹性结构的前、后部各一个点位。

7、在一个可能的实施例中，所述点火控制系统包括安装板、双刀开关和电缆；通过双刀开关的不同组合形式，实现仅单发射模式、仅齐发射模式、单发射与双发射并存模式；能够提高小火箭齐射过程中点火动作的同步性、减小甚至消除齐射过程中两枚小火箭点火的时间差。双刀开关固定于安装板上，安装板同测试系统一同安装于机舱内单独设计加装的专用固定式设备架上，以实现控制开关的高度集成和测试设备的牢固安装，同时方便于飞行机组人员操作。

8、在一个可能的实施例中，仅单发射模式下，双刀开关分别与各激励小火箭的双引线相连；直接操作闭合单个小火箭的分双刀开关，可以实现仅单射方式小火箭的发射。

9、在一个可能的实施例中，仅齐发射模式下，两个激励小火箭先串联再与总双刀开关相连；直接操作闭合两个激励小火箭的总双刀开关，可以实现仅齐射方式小火箭的发射。

10、在一个可能的实施例中，单发射与双发射并存模式下，在两个激励小火箭串联电路上分别设置分双刀开关再与总双刀开关相连；先操作闭合两个激励小火箭的总双刀开关后，再操作闭合单个激励小火箭的分双刀开关，可以实现激励小火箭的单射；先操作闭合单个激励小火箭的分双刀开关，再操作闭合两个激励小火箭的总双刀开关，可以实现小火箭的齐射。

11、根据本发明的第二方面，提出一种固定翼飞机颤振激励测试方法，包括如下步骤：

12、试验开始时，在飞机起动发动机后，接通激励装置和测试系统电源；

13、试验过程中，飞机速度达到预定速度点后，操作点火控制系统按照预定的小火箭点火方式获得目标颤振模态；

14、试验结束后，回收、处理和分析数据采集记录器的数据。

15、与现有技术相比，本发明的有益效果为：

16、通过本发明得到的飞机飞行状态参数和振动参数能够实现gps时间同步，便于确定数据分析所需时间段的起始时间和结束时间，以及确定振动参数对应的飞行状态参数；得到的颤振模态能够满足理论分析模态要求，激励装置能够实现颤振分析所需的各种模态，双刀开关设计控制了正负两级的同时断开和接通进而提高了系统的可靠性和安全性。本发明能够准确、便捷、高效的通过激励装置获得各种颤振模态，通过测试系统获得颤振分析所需的飞行状态参数和振动参数。

技术特征：

1.一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，包括激励装置、测试系统；所述激励装置包括设置于飞机上的弹性结构的翼尖处激励点位的激励小火箭，以及与所述激励小火箭电连接的点火控制系统；所述测试系统包括机载信号采集子系统、振动信号采集子系统；所述机载信号采集子系统包含一台数据采集记录器和一个gps天线，用于记录飞机的飞行状态参数和gps时间；振动信号采集子系统包括设置于飞机上的弹性结构的刚性平面处测试点位的低频振动加速度传感器，和一台数据采集记录器。

2.根据权利要求1所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，所述激励小火箭通过转接结构使用螺栓与飞机上每个弹性结构的翼尖处硬连接。

3.根据权利要求1或2任意一项所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，弹性结构包括机翼、水平安定面、垂直安定面。

4.根据权利要求1所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，各激励点位设置有一个或多个激励小火箭。

5.根据权利要求1所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，低频振动加速度传感器通过转接结构使用螺栓与飞机上每个弹性结构的刚性平面处进行硬连接，安装位置选择机身前、后部各一个点位；弹性结构的前、后部各一个点位。

6.根据权利要求1所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，所述点火控制系统包括安装板、双刀开关和电缆；双刀开关固定于安装板上，所述双刀开关与激励小火箭通过电缆相连，通过双刀开关的不同组合形式，实现仅单发射模式、仅齐发射模式、单发射与双发射并存模式。

7.根据权利要求6所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，仅单发射模式下，双刀开关分别与各激励小火箭的双引线相连；直接操作闭合单个小火箭的分双刀开关，可以实现仅单射方式小火箭的发射。

8.根据权利要求6所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，仅齐发射模式下，两个激励小火箭先串联再与总双刀开关相连；直接操作闭合两个激励小火箭的总双刀开关，实现仅齐射方式小火箭的发射。

9.根据权利要求6所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，单发射与双发射并存模式下，在两个激励小火箭串联电路上分别设置分双刀开关再与总双刀开关相连；先操作闭合两个激励小火箭的总双刀开关后，再操作闭合单个激励小火箭的分双刀开关，实现激励小火箭的单射；先操作闭合单个激励小火箭的分双刀开关，再操作闭合两个激励小火箭的总双刀开关，实现小火箭的齐射。

10.一种固定翼飞机颤振激励测试方法，采用权利要求1-9任意一项所述的一种固定翼飞机颤振激励测试系统，其特征在于，包括如下步骤：

技术总结
本发明属于试飞测试技术领域，具体涉及一种固定翼飞机颤振激励测试系统及方法。包括激励装置、测试系统；所述激励装置包括设置于飞机上的弹性结构的翼尖处激励点位的激励小火箭，以及与所述激励小火箭电连接的点火控制系统；所述测试系统包括机载信号采集子系统、振动信号采集子系统；所述机载信号采集子系统包含一台数据采集记录器和一个GPS天线，用于记录飞机的飞行状态参数和GPS时间；振动信号采集子系统包括设置于飞机上的弹性结构的刚性平面处测试点位的低频振动加速度传感器，和一台数据采集记录器。本发明能够准确、便捷、高效的通过激励装置获得各种颤振模态，通过测试系统获得颤振分析所需的飞行状态参数和振动参数。

技术研发人员：王垒,赵春状,尹中伟,高佳鑫,刘腾远,高强
受保护的技术使用者：哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
技术研发日：
技术公布日：2024/3/24