一种无损舵系统模态试验装置的制作方法

本发明属于舵系统模态试验技术领域，具体涉及一种无损舵系统模态试验装置。

背景技术：

在航天器如战略导弹、大型运载火箭的设计和定型过程中，了解与掌握其控制系统各环节的振动特性，关系到弹(箭)飞行的成败。舵系统作为航天器控制系统的执行机构，其模态参数的准确性直接影响控制系统的设计精度，因此必须获取精确的舵系统模态参数。

由于舵系统具有安装间隙，其模态试验需要利用激振器激励和外部施加静态载荷的试验方法，尽可能减小间隙对试验结果的影响。

对于舵面含有防热涂层的舵系统，试验时不能破坏表面涂层，然而现有的激振、加载和测量方法都要使用胶粘贴或者直接在舵面打孔，会造成舵面涂层脱落或者破坏舵面结构。因此，必须设计新的试验装置，在不对舵面造成损伤的情况下完成舵系统模态试验。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是，研究提出新的无损舵系统模态试验装置，实现在不损伤舵面的情况下，完成舵系统模态试验，达到试验精度。

本发明公开了一种无损舵系统模态试验装置，包括试验舵面、激振夹具、激振设备、激光测振仪、加载系统、气泵、测控系统，其特征在于，所述激振夹具与所述试验舵面接触并将其夹住，所述激振设备安装在所述试验舵面的激振点位置，所述激光测振仪利用激光测量所述试验舵面的振动响应，不与舵面接触；所述加载系统安装在所述试验舵面的静载加载位置，通过挤压方式向所述试验舵面传递外力；所述气泵与所述加载系统相连并提供气源；所述测控系统控制所述激振设备并与其进行数据交换，通过所述激光测振仪采集所述试验舵面的振动响应信号，对试验数据进行处理和分析；

所述激振夹具包括前压板、后压板、向前压板和后压板提供夹紧力的组件、第一毛毡和第二毛毡，所述前压板包括前压板前端、前压板后端和螺纹孔，所述后压板包括后压板前端、后压板后端，所述激振夹具通过所述螺纹孔与所述激振设备连接，所述前压板和后压板分别与所述第一毛毡的一面和所述第二毛毡的一面粘接，所述第一毛毡的另一面和所述第二毛毡的另一面与所述试验舵面粘接将其夹住；

所述加载系统包括空气弹簧、密封板、进气孔、力传感器、基础和第三毛毡，所述进气孔位于所述密封板上，所述加载系统通过所述进气孔与所述气泵连接，所述空气弹簧的一端与第三毛毡的一面粘连，另一端牢固安装在所述密封板上，第三毛毡的另一面紧贴所述试验舵面的静态加载点位置，所述力传感器安装在所述密封板和所述基础之间，用来读取加载力大小。

优选地，所述向前压板和后压板提供夹紧力的组件包括预紧螺钉、弹簧垫圈、平垫圈、螺母，所述预紧螺钉依次穿过弹簧垫圈、平垫圈、前压板、后压板后，通过所述螺母将所述前压板和后压板夹紧。

优选地，所述激振夹具包括两套向前压板和后压板提供夹紧力的组件，该两套组件分别将所述前压板的前端和后压板的前端，以及前压板的后端、后压板的后端夹紧。

优选地，所述加载系统力传感器的数量为两个，以提供稳定的加载力。

本发明的有益效果如下：

本发明公开的无损舵系统模态试验装置，采用了专用的激振夹具和加载系统，对舵面没有损伤，解决了不能损伤舵面涂层的舵系统模态试验中激振、加载与测量的问题，而且安装方便。该装置能够在保证舵面安全的情况下，达到试验精度。

附图说明

图1是本发明中的无损舵系统模态试验装置组成示意图，其中：1—试验舵面，2—激振夹具，3—激振设备，4—激光测振仪，5—加载系统，6—气泵，7—测控系统；

图2是本发明中的激振夹具组成示意图，其中：2-1—前压板，2-1a—前压板前端，2-1b—前压板后端，2-2—后压板，2-2a—后压板前端，2-2b—后压板后端，2-3a—第一预紧螺钉，2-3b—第二预紧螺钉，2-4a—第一弹簧垫圈，2-4b—第二弹簧垫圈，2-5a—第一平垫圈，2-5b—第二平垫圈，2-6a—第一螺母，2-6b—第二螺母，2-7—螺纹孔，2-8—第一毛毡，2-9—第二毛毡；2-10—向前压板和后压板提供夹紧力的组件；2-10a—向前压板和后压板提供夹紧力的第一组件；2-10b—向前压板和后压板提供夹紧力的第二组件；

图3是本发明中的加载系统组成示意图，其中：5-1—空气弹簧，5-2—密封板，5-3a—第一力传感器、5-3b—第二力传感器、5-4—基础，5-5—进气孔，5-6—第三毛毡。

具体实施方式

为了本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案做进一步详细说明。

如图1，图2所示，无损舵系统模态试验装置包括试验舵面1、激振夹具2、激振设备3、激光测振仪4、加载系统5、气泵6和测控系统7。其中激振夹具2通过第一毛毡2-8、第二毛毡2-9与试验舵面1粘接，加载系统5通过第三毛毡5-6与试验舵面1粘接，以避免对涂层的损伤。加载系统5通过挤压方式向试验舵面1传递外力。激光测振仪4不与试验舵面1接触，利用激光测量试验舵面1的振动响应。测控系统7能够与激振设备3和激光测振仪4进行数据交换，控制激振设备3实现对试验舵面1的激励，同时通过激光测振仪4采集试验舵面1的振动响应信号，并对试验数据进行处理和分析。

如图2所示，激振夹具2包括前压板2-1、后压板2-2、向前压板2-1和后压板2-2提供夹紧力的组件2-10、第一毛毡2-8和第二毛毡2-9，所述前压板2-1包括前压板前端2-1a、前压板后端2-1b和螺纹孔2-7，所述后压板2-2包括后压板前端2-2a、后压板后端2-2b，所述激振夹具2通过所述螺纹孔2-7与所述激振设备3连接，所述前压板2-1和后压板2-2分别与所述第一毛毡2-8的一面和所述第二毛毡2-9的一面粘接，所述第一毛毡2-8的另一面和所述第二毛毡2-9的另一面分别与所述试验舵面1粘接；激振夹具2由前压板2-1和后压板2-2提供夹紧刚度，安装位置是试验舵面1激振点处，将试验舵面1夹在中间；

激振夹具包括两套向前压板2-1和后压板2-2提供夹紧力的组件：第一组件2-10a、第二组件2-10b，两套组件的构成相同。第一组件2-10a包括在前压板前端2-1a的第一预紧螺钉2-3a、第一弹簧垫圈2-4a、第一平垫圈2-5a以及第一螺母2-6a，第二组件2-10b包括对称分布在前压板后端2-1b的第二预紧螺钉2-3b、第二弹簧垫圈2-4b、第二平垫圈2-5b以及第二螺母2-6b，同时对前压板2-1和后压板2-2施加预紧力。第一弹簧垫圈2-4a、第二弹簧垫圈2-4b分别保证在激励过程中第一预紧螺钉2-3a、第二预紧螺钉2-3b不会发生松动，第一平垫圈2-5a、第二平垫圈2-5b分别保证预紧螺钉第一预紧螺钉2-3a、第二预紧螺钉2-3b不会对前压板2-1表面产生破坏。激振夹具2通过螺纹孔2-7和激振设备3连接。

如图3所示，加载系统5包括空气弹簧5-1、密封板5-2、力传感器5-3、基础5-4、进气孔5-5和第三毛毡5-6。空气弹簧5-1提供加载力，其一端粘贴第三毛毡5-6，与试验舵面1的加载点位置接触，另一端连接密封板5-2，力传感器5-3安装在密封板5-2和基础5-4之间，用来读取加载力大小。优选地，使用两个力传感器5-3a和5-3b，以保证空气弹簧5-1在加载时保持稳定，基础5-4提供试验舵面1静载的反作用力。气泵6与进气孔5-5连接，向空气弹簧5-1提供气源。

采用本发明公开的无损舵系统模态试验装置进行试验的方法为：

(一)在试验舵面1上安装激振夹具2。确定激振点在试验舵面1上的位置，将激振夹具2的前压板2-1和后压板2-2分别与第一毛毡2-8的一面、第二毛毡2-9的一面粘贴，第一毛毡2-8的另一面、第二毛毡2-9的另一面分别与试验舵面1的激振位置紧贴。将第一预紧螺钉2-3a依次穿过第一弹簧垫圈2-4a、第一平垫圈2-5a、激振夹具2的前压板前端2-1a和后压板前端2-2a、第一螺母2-6a；将第二预紧螺钉2-3b依次穿过第二弹簧垫圈2-4b、第二平垫圈2-5b、激振夹具2的前压板后端2-1b和后压板后端2-2b、第二螺母2-6b。对第一预紧螺钉2-3a和第二预紧螺钉2-3b同时缓慢施加力矩，使试验舵面1受力均匀。

(二)安装激振设备3。调整激振设备3的位置使其可以和激振夹具2上的螺纹孔2-7连接，将激振设备3固定。

(三)安装加载系统5。将加载系统5安装在试验舵面1的静载加载位置。将空气弹簧5-1一端牢固安装在密封板5-2的一面，另一端粘贴第三毛毡5-6，第一力传感器5-3a和第二力传感器5-3b对称固定在密封板5-2另一面，第一力传感器5-3a和第二力传感器5-3b的另一端对称固定在基础5-4上。完成加载系统5的组装之后，调整合适的位置，使与空气弹簧5-1粘接的第三毛毡5-6能够紧贴试验舵面1的静态加载点位置，将基础5-4固定。将气泵6通过进气孔5-5与加载系统5的连接，并做好进气孔5-5的密封。

(四)根据测点位置布置激光测振仪4，使激光无阻挡的投影在试验舵面1上对应测点位置。将激振设备3和激光测振仪4通过电缆与测控系统7连接。

(五)通过气泵6缓慢向加载系统5充气，同时读取第一力传感器5-3a和第二力传感器5-3b的读数，达到试验要求的数值后，停止充气，气泵6保持压力。通过测控系统7控制激振设备3激励试验舵面1，同时通过激光测振仪4测量试验舵面1响应，能够保证在舵面无损的情况下完成舵系统模态试验。

本发明公开的无损舵系统模态试验装置，具有安装方便、对舵面没有损伤的优点，解决了不能损伤舵面涂层的舵系统模态试验中激振、加载与测量的问题。该装置能够在保证舵面安全的情况下，达到试验精度。

显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，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，都属于本发明要求保护的范围。