一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统及其方法技术方案

本发明专利技术涉及飞机测试技术领域，公开了一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统及其方法，加载补偿系统包括固定连接装置，设置在所述固定连接装置上且与飞机振动部件连接的动力加载装置，以及设置在所述动力加载装置上的加载补偿装置；所述动力加载装置包括安装在所述固定连接装置上的高频液压缸，一端活动设置在所述高频液压缸上、另一端与飞机振动部件连接的液压缸推杆；加载补偿方法包括以下步骤：S1、双通道信号检测；S2、双通道信号叠加；S3、误差计算；S4、模糊控制与PD控制；本发明专利技术能够大幅度提高振动疲劳测试试验振动载荷加载的准确性，有效保证飞机振动疲劳测试试验的安全性。全性。全性。

A loading compensation system and its method in aircraft vibration fatigue test

【技术实现步骤摘要】
一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统及其方法


[0001]本专利技术涉及飞机测试
，具体是涉及一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统及其方法。

技术介绍

[0002]飞机的振动疲劳测试是飞机设计、开发和制造过程中不可或缺的一部分，是确保最终飞机在性能、质量、安全性和可靠性方面的一个重要步骤；在飞机尾翼的振动疲劳试验中，通常使用高频液压缸完成振动疲劳载荷的施加，在理想状态下高频液压缸仅对尾翼蒙皮施加振动载荷，不会对试验件表面作用过大的压力。但由于振动疲劳试验周期较长，可能达到若干年，在此过程中，由于加载及支持系统的机械特性变化导致基准位置会产生缓慢偏移，进而会对试验件额外作用了随时间缓慢变化的压力，产生较大的静态误差；在振动疲劳试验进行过程中不能随意停止试验进行校正，所以导致振动载荷施加的准确性难以保证，严重影响了尾翼振动疲劳试验的开展。
[0003]静态误差是测量或激励元器件自身的零漂或偏移带来的偏置误差；而稳态误差是由控制算法自身特性等原因，导致的输出信号稳态分量与期望值之间的差异；静态误差在飞机振动疲劳测试试验中较为常见，现有技术提供的振动疲劳测试系统仅仅是通过自适应算法实现振动载荷的控制，不能对静态误差进行补偿消除；另外现有技术提供的测试系统本身存在一定的稳态误差。
[0004]静态误差与稳态误差的出现不仅容易使飞机振动疲劳测试试验精度大幅下降，更严重的情况会导致飞机尾翼试验件的损坏，尤其在飞机尾翼的振动疲劳试验中，若作动筒的静态误差随着试验的进行越来越大，不仅可能导致飞机振动疲劳测试试验失败，更严重的情况会造成试验件的损坏。

技术实现思路

[0005]针对上述技术问题，本专利技术提供了一种振动飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统及其方法，能够大幅度提高飞机振动疲劳测试试验振动载荷加载的准确性，有效保证飞机振动疲劳测试试验的安全性。
[0006]本专利技术的技术方案是：一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统，包括固定连接装置，设置在所述固定连接装置上且与飞机振动部件连接的动力加载装置，以及设置在所述动力加载装置上的加载补偿装置；所述动力加载装置包括安装在所述固定连接装置上的高频液压缸，一端活动设置在所述高频液压缸上、另一端与飞机振动部件连接的液压缸推杆；所述加载补偿装置包括设置在所述液压缸推杆与飞机振动部件之间的检测连接模块，以及与所述检测连接模块电性连接的控制模块；所述检测连接模块包括设置在液压缸推杆活动端的第一转接组件，设置在所述第一转接组件上的第一传感器，一端与所述第一转接组件连接、另一端与飞机振动部件连接
的第二转接组件，设置在所述第二转接组件上的第二传感器；所述第一转接组件、第二转接组件同轴设置；所述第一传感器为桥式力传感器；所述第二传感器为动态力传感器；所述控制模块包括与第一传感器电性连接的信号调理器，与第二传感器电性连接的带通滤波器，与所述信号调理器、带通滤波器电性连接的补偿控制器，以及与所述补偿控制器、高频液压缸均电性连接的伺服阀。
[0007]进一步地，所述第一转接组件包括设置在所述液压缸推杆活动端的连接法兰盘，活动设置在所述连接法兰盘上的连接压盘；所述连接法兰盘上均匀设置有滑动孔；所述连接压盘上设置有与所述滑动孔连接的滑动杆；所述第一传感器夹设在连接法兰盘、连接压盘之间。
[0008]进一步地，所述第二转接组件包括设置在所述连接压盘上且中心轴线与连接压盘的中心轴线重合的圆形基座，活动设置在所述圆形基座上的球形关节轴承，一端与所述球形关节轴承连接、另一端与飞机振动部件连接的连接杆；所述第二传感器设置在连接杆与飞机振动部件之间。
[0009]通过连接压盘、圆形基座、球形关节轴承的设置可以释放飞机振动部件与动力加载装置之间的自由度，防止加载时出现过约束导致结构的损坏，对飞机振动部件提供有效的保护。
[0010]进一步地，所述固定连接装置包括固定设置在高频液压缸一端的第一固定连接件，设置在所述高频液压缸另一端的第二固定连接件，套设在所述液压缸推杆上的延伸限位套件，数个均匀围设在高频液压缸外部且依次垂直连接所述第一固定连接件、第二固定连接件及延伸限位套件的固连杆；固定连接装置的设置能够对动力加载装置提供精准的定位，有利于在一定程度上减小因为高频液压缸位移产生的静态误差。
[0011]本专利技术还提供了一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统的补偿方法，包括以下步骤：S1、双通道信号检测采用第二传感器与第一传感器同时对飞机振动部件的振动频率与振动幅度进行检测；第二传感器将检测到的信号输入至带通滤波器；然后带通滤波器将第二传感器检测到的中高频信号x1（t）输入至补偿控制器；第一传感器将检测到的信号输入至信号调理器；然后信号调理器将第一传感器检测到的低频信号x2（t）输入至补偿控制器；S2、双通道信号叠加补偿控制器对接收到的低频信号x2（t）与中高频信号x1（t）进行叠加，得到同时包含静态误差与稳态误差的叠加反馈信号y（t）；S3、误差计算将叠加反馈信号y（t）进行处理得到误差值e（t）以及误差变化率；S4、模糊控制与PD控制将误差值e（t）与误差变化率均输入至模糊控制器与PD控制器；
PD控制器通过误差值e（t）与误差变化率获取对飞机振动部件实施激励的初始值；模糊控制器对误差值e（t）与误差变化率进行模糊化处理，同时将误差值e（t）与误差变化率输入至考虑静态误差与稳态误差的规则库，通过规则库对输入的信号进行比对；然后对模糊化处理后的数据与规则库的比对结果进行推理，在规则库内对模糊化后的数据进行精准匹配；然后将经过模糊化处理与推理的数据进行精确化处理，把模糊化处理的数据处理成PD控制参数，PD控制参数为微分系数Ki与比例系数Kp；将经模糊控制器整定的微分系数Ki与比例系数Kp输入PD控制器，进而完成对伺服阀的控制。
[0012]进一步地，在步骤S1中，信号小于或等于2Hz为低频信号，信号大于2Hz为中高频信号；通过带通滤波器能够有效过滤低频信号，将上述低频信号与中高频信号两种信号叠加为完整的振动信号作为反馈输入控制回路；提高信号检测的精准性以及可靠性。
[0013]进一步地，步骤S4中，将经模糊控制器整定的微分系数Ki与比例系数Kp输入PD控制器后，通过功率放大器将PD控制器的控制信号进行放大处理后，输入至伺服阀，通过驱动伺服阀的通断来完成高频液压缸的控制；功率放大器可直接驱动伺服阀的通断来使高频液压缸输出目标作动力，高频液压缸的作动力可通过推杆的往复运动实现。
[0014]进一步地，步骤S4中，PD控制器的控制信号为0~10V的DC信号；经PD控制器转换成0~10V的DC信号可完成对功率放大器的有效控制。
[0015]本专利技术的有益效果是：相对于现有振动疲劳测试装置，本专利技术采用桥式力传感器与动态力传感器对低频信号和高频信号分别进行检测，实现双通道信号检测，通过在桥式力传感器与控制器之间设置信号调理器，在动态力传感器与控制器之间设置带通滤波器，去除质量差的低频信号；然后对处理后的低频信号与高频信号进行叠加，而获得完整本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统，其特征在于，包括固定连接装置（1），设置在所述固定连接装置（1）上且与飞机振动部件连接的动力加载装置（2），以及设置在所述动力加载装置（2）上的加载补偿装置（3）；所述动力加载装置（2）包括安装在所述固定连接装置（1）上的高频液压缸（20），一端活动设置在所述高频液压缸（20）上、另一端与飞机振动部件连接的液压缸推杆（21）；所述加载补偿装置（3）包括设置在所述液压缸推杆（21）与飞机振动部件之间的检测连接模块，以及与所述检测连接模块电性连接的控制模块（30）；所述检测连接模块包括设置在液压缸推杆（21）活动端的第一转接组件（31），设置在所述第一转接组件（31）上的第一传感器（32），一端与所述第一转接组件（31）连接、另一端与飞机振动部件连接的第二转接组件（33），设置在所述第二转接组件（33）上的第二传感器（34）；所述第一转接组件（31）、第二转接组件（33）同轴设置；所述第一传感器（32）为桥式力传感器；所述第二传感器（34）为动态力传感器；所述控制模块（30）包括与第一传感器（32）电性连接的信号调理器（300），与第二传感器（34）电性连接的带通滤波器（301），与所述信号调理器（300）、带通滤波器（301）电性连接的补偿控制器（302），以及与所述补偿控制器（302）、高频液压缸（20）均电性连接的伺服阀（303）。2.根据权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统，其特征在于，所述第一转接组件（31）包括设置在所述液压缸推杆（21）活动端的连接法兰盘（310），活动设置在所述连接法兰盘（310）上的连接压盘（311）；所述连接法兰盘（310）上均匀设置有滑动孔（312）；所述连接压盘（311）上设置有与所述滑动孔（312）连接的滑动杆（313）；所述第一传感器（32）夹设在连接法兰盘（310）、连接压盘（311）之间。3.根据权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统，其特征在于，所述第二转接组件（33）包括设置在所述连接压盘（311）上且中心轴线与连接压盘（311）的中心轴线重合的圆形基座（330），活动设置在所述圆形基座（330）上的球形关节轴承（331），一端与所述球形关节轴承（331）连接、另一端与飞机振动部件连接的连接杆（332）；所述第二传感器（34）设置在连接杆（332）与飞机振动部件之间。4.根据权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统，其特征在于，所述固定连接装置（1）包括固定设置在高频液压缸（20）一端的第一固定连接件（10），设置在所述高频液压缸（20）另一端的第二固定...

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，姜永平，傅波，李凯翔，白春玉，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：