阅读说明：本技术 飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法 (Aircraft hydraulic pipeline system ground simulation test device and test method ) 是由 刘伟 李树琪 岳珠峰 于 2019-10-24 设计创作，主要内容包括：本发明涉及航空液压管路系统振动试验技术领域,提出一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法,该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置包括：模拟器件、液压管路、振动组件以及液压源。模拟器件用于模拟支撑所述液压管路的飞行器部件；液压管路固定连接于所述模拟器件；振动组件连接于所述模拟器件,用于向所述模拟器件施加振动激励；液压源用于向所述液压管路输入预设参数的液压脉动。本公开能够在地面模拟飞行器自身振动以及液压管道中液压脉动对液压管道自身振动状态以及应变的影响。(The invention relates to the technical field of vibration tests of aviation hydraulic pipeline systems, and provides a ground simulation test device and a ground simulation test method for an aircraft hydraulic pipeline system, wherein the ground simulation test device for the aircraft hydraulic pipeline system comprises: the device comprises an analog device, a hydraulic pipeline, a vibration assembly and a hydraulic source. The simulation device is used for simulating an aircraft part supporting the hydraulic pipeline; the hydraulic pipeline is fixedly connected with the analog device; the vibration assembly is connected to the simulation device and used for applying vibration excitation to the simulation device; and the hydraulic source is used for inputting hydraulic pulsation with preset parameters to the hydraulic pipeline. The method and the device can simulate the self vibration of the aircraft and the influence of hydraulic pulsation in the hydraulic pipeline on the self vibration state and strain of the hydraulic pipeline on the ground.)

飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法

技术领域

本发明涉及航空液压管路系统振动试验技术领域，尤其涉及一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法。

背景技术

飞行器液压管路的结构特点和服役环境均非常特殊。飞行器液压管路具“安装空间受限”、“弱支承”的特点。飞行器液压管路的敷设布置是在已有的机体结构上展开的，此时会受到航空结构完整性或未预留安装空间等多种因素的限制，所以实际工程中航空管路需要做弯曲处理或者卡箍有时无法布置在理论最优位置，即“安装空间受限”。此外，飞行器液压管路还具有“弱支承”的特点，所谓“弱支承”是指管路所安装的机体结构、连接卡箍等的支承刚度较弱，这些结构不同于全约束，对管路的支承刚度较弱。弱支承主要体现在：一方面轻量化飞机机体多为薄壁壳体结构(如机匣、肋框结构等)、卡箍及辅助支架结构等。

另一方面，飞机服役过程中机体结构还不可避免地发生变形或振动位移(大展弦比机翼的变形量更大)，造成管路系统的支承刚度受到进一步削弱。航空管路系统的这种“位置受限”和“弱支承刚度”的特性，会使得原本设计方案下的管路系统的动力学特性会发生非预期的变化。不但影响航空管路系统的固定和调频效果，也会引起管路-卡箍的应力状态变化，易引发管路系统的共振失效和削弱整个管路系统的动态品质。因此，需要提供一种实验装置对飞行器液压管路的震动特性和应力特性进行模拟试验。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置及实验方法，以对飞行器液压管道的振动特性、应力特性进行准确的试验分析。

本发明的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本发明的实践而习得。

根据本公开的一方面，提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置包括：模拟器件、液压管路、振动组件、液压源。模拟器件用于模拟支撑所述液压管路的飞行器部件；液压管路固定连接于所述模拟器件；振动组件连接于所述模拟器件，用于向所述模拟器件施加振动激励；液压源用于向所述液压管路输入预设参数的液压脉动。

在本公开的一种示例性实施例中，所述液压管路为拦阻钩液压管路，所述拦阻钩液压管路固定于所述飞行器的发动机外筒、以及多个机腹肋梁，所述模拟器件包括支撑台、圆桶结构、多个肋板结构。圆桶结构固定连接于所述支撑台，用于模拟所述飞行器的发动机外筒；多个肋板结构连接于所述支撑台，用于模拟所述飞行器的机腹肋梁。

在本公开的一种示例性实施例中，所述拦阻钩液压管路通过卡箍固定连接于多个所述肋板结构上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述拦阻钩液压管路通过卡箍通过卡箍固定连接于所述圆桶结构上。

在本公开的一种示例性实施例中，所述振动组件包括激振器、振动台。激振器固定于所述肋板结构上，用于向所述肋板结构施加振动激励；振动台与所述圆桶结构固定连接，用于向所述圆桶结构施加振动激励。

在本公开的一种示例性实施例中，所述支撑台上设置有沿所述拦阻钩液压管路延伸方向延伸的滑槽，所述肋板结构滑动连接于所述滑槽内。

在本公开的一种示例性实施例中，所述飞行器液压管路系统地面模拟试验装置还包括应变片、加速度传感器。应变片设置于所述液压管路上，用于检测所述液压管路的应变；加速度传感器设置于所述液压管路上，用于检测所述液压管路的振动加速度。

在本公开的一种示例性实施例中，所述飞行器液压管路系统地面模拟试验装置还包括拦阻钩，拦阻钩固定连接于所述液压管路。

根据本公开的一方面，提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验方法，应用上述的飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该方法包括：

利用所述液压源向所述液压管路输入不同工况的液压脉动，其中液压脉动的工况包括液压脉动的液压体制、脉动频率以及脉动幅值；

检测所述液压管路预设位置处应变量、加速度的响应状态。

根据本公开的一方面，提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验方法，应用上述的飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该方法包括：

利用振动组件向所述液压管路的预设位置施加不同的振动激励；

检测所述液压管路最大应力的响应状态。

本公开提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置包括：模拟器件、液压管路、震动组件、液压源。模拟器件用于模拟支撑所述液压管路的飞行器部件；液压管路固定连接于所述模拟器件；振动组件连接于所述模拟器件，用于向所述模拟器件施加振动激励；液压源用于向所述液压管路输入预设参数的液压脉动。本公开提供的飞行器液压管路系统地面模拟试验装置通过振动组件模拟飞行器飞行时机体振动对液压管道的振动激励，通过液压源模拟液压管路中的液压脉冲，从而可以模拟飞行器实际飞行状态中机体振动因素、液压管路内部液压脉动因素对液压管道应力、振动的影响。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例的结构示意图；

图2为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例中振动组件的结构示意图；

图3为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例中支撑台的结构示意图；

图4为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例中液压源的结构示意图；

图5为圆桶结构上一段液压管路的结构示意图；

图6为图5中液压管路的结构示意图；

图7为不同液压体制下应变观测点1应变波动分析图；

图8为不同液压体制下应变观测点1管道轴向和周向应变波动分析图；

图9为不同液压体制下液压管道加速度响应分析图；

图10为拦阻钩液压管路上卡箍初始位置状态图；

图11为液压管路上加速度传感器的分布图；

图12为应变片的设置方式图；

图13为不同应变片的应力变化图；

图14为多个可移动卡箍固有频率及振动响应灵敏度分析图；

图15为卡箍调整量与液压管道震动应力的关系变化图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施例使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。

虽然本说明书中使用相对性的用语，例如“上”“下”来描述图标的一个组件对于另一组件的相对关系，但是这些术语用于本说明书中仅出于方便，例如根据附图中所述的示例的方向。能理解的是，如果将图标的装置翻转使其上下颠倒，则所叙述在“上”的组件将会成为在“下”的组件。其他相对性的用语，例如“高”“低”“顶”“底”“左”“右”等也作具有类似含义。当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。

用语“一个”、“一”、“所述”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等。

本示例性实施例首先提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置包括：模拟器件、液压管路、振动组件、液压源。模拟器件用于模拟支撑所述液压管路的飞行器部件；液压管路固定连接于所述模拟器件；振动组件连接于所述模拟器件，用于向所述模拟器件施加振动激励；液压源用于向所述液压管路输入预设参数的液压脉动。

本公开提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置包括：模拟器件、液压管路、振动组件、液压源。模拟器件用于模拟支撑所述液压管路的飞行器部件；液压管路固定连接于所述模拟器件；振动组件连接于所述模拟器件，用于向所述模拟器件施加振动激励；液压源用于向所述液压管路输入预设参数的液压脉动。本公开提供的飞行器液压管路系统地面模拟试验装置通过振动组件模拟飞行器飞行时机体振动对液压管道的震动激励，通过液压源模拟液压管路中的液压脉冲，从而可以模拟飞行器实际飞行状态中机体振动因素、液压管路内部液压脉动因素对液压管道应力、振动的影响。

本示例性实施例中，所述液压管路为拦阻钩液压管路，所述拦阻钩液压管路固定于所述飞行器的发动机外筒、以及多个机腹肋梁，如图1所示，为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例的结构示意图。所述模拟器件可以包括支撑台1、圆桶结构2、多个肋板结构3、圆桶结构2固定连接于所述支撑台1，用于模拟所述飞行器的发动机外筒；多个肋板3结构连接于所述支撑台1，用于模拟所述飞行器的机腹肋梁。

由于飞行器液压管路的支撑为“弱支承”，因此，如图1所示，所述拦阻钩液压管路5可以通过卡箍9固定连接于多个所述肋板结构上，所述拦阻钩液压管路5可以卡箍通过耳片4固定连接于所述圆桶结构2上，从而实现模拟液压管路在发动机外筒、以及多个机腹肋梁的“弱支承”结构。其中，耳片4用于固定拦阻钩液压管路5的接头。

本示例性实施例中，如图2所示，为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例中振动组件的结构示意图。所述震动组件可以包括激振器6、振动台(未画出)。激振器6固定于所述肋板结构3上，用于向所述肋板结构3施加振动激励；振动台与所述圆桶结构2固定连接，用于向所述圆桶结构施加振动激励，从而模拟飞行器飞行时机体的振动。其中，激振器6可以包括活塞运动的顶杆61，顶杆61可以与肋板结构3通过固定件7垂直连接。如图1所示，该飞行器液压管路系统地面模拟试验装置还可以包括转台8、转台8连接设置于圆桶结构2底部，振动台可以设置于转台8底部，从而向圆桶结构2提供振动激励。

在飞行器液压管路实际支撑结构中，卡箍仅仅只能设置在肋梁上，当液压管路的安装空间受限时，通常的做法是改变卡箍在液压管路上的卡设位置。本示例性实施例中，如图3所示，为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例中支撑台的结构示意图。所述支撑台1上设置有沿所述拦阻钩液压管路5延伸方向延伸的滑槽10，所述肋板结构3滑动连接于所述滑槽10内。肋板结构3可以在滑槽10内滑动，从而模拟卡箍在液压管路上不同的卡设位置。

本示例性实施例中，如图4所示，为本公开飞行器液压管路系统地面模拟试验装置一种示例性实施例中液压源的结构示意图。该液压源12可以为一油车，该液压源12与液压油路的入口端连通，用于向液压管路输入预设参数的液压脉动。

本示例性实施例中，所述飞行器液压管路系统地面模拟试验装置还包括应变片、加速度传感器。应变片设置于所述液压管路上，用于检测所述液压管路的应变；加速度传感器设置于所述液压管路上，用于检测所述液压管路的振动加速度。通过应变片、加速度传感器以及其他常规配套设施可以对液压管路的应变、振动状态进行检查。

本示例性实施例中，如图1所示，所述行器液压管路系统地面模拟试验装置还包括拦阻钩11，拦阻钩11固定连接于所述液压管路5的末端。设置拦阻钩11能够更准确的模拟液压管路的实际状态。

本示例性实施例还提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验方法，应用上述的飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该方法包括：

利用所述液压源向所述液压管路输入不同工况的液压脉动，其中液压脉动的工况包括液压脉动的液压体制、脉动频率以及脉动幅值；

检测所述液压管路预设位置处应变量、加速度的响应状态。

以下对该模拟试验方法进行举例说明：

该试验方法可以选择在上述整个液压管路上实施，也可以选择在上述某一局部液压管路上实施。本示例性实施例提供的试验方法在圆桶结构上某一局部液压管路上进行。如图5所示，为圆桶结构上一段液压管路的结构示意图。

如图6所示，为图5中液压管路的结构示意图。该段液压管路上共设置五个动态响应观测点，其中包括三个应变观测点及两个加速度响应观测点。应变观测点上设置有应变片，加速度响应观测点上设置有加速度传感器。其中，应变观测点1和应变观测点2关注液压管路周向及轴向的应变，应变观测点3关注液压管路轴向应变。加速度响应观测点1位于卡箍13之间，加速度响应观测点2位于卡箍13根部。其中，根据采样定理，加速度传感器的采样频率应该选择大于液压源发出的压力脉动频率的两倍。

液压源可以向液压管路施加预设参数的液压脉动，液压管路可以在不同参数的液压脉动下进行应变以及振动状态测试。液压脉动的参数可以包括液压脉动的波形、液压体制、脉动幅值、以及脉动频率。本示例性实施例中，液压脉动的波形可以为正弦波；液压体制可为21Mpa、28Mpa、35MPa，脉动幅值可以为±5％、±7.5％、±10％；脉动频率可为5Hz、10Hz、15Hz。

本示例性实施例以应变观测点1的动态应变数据分析液压管道液压脉动参数对于液压管道结构应变波动的影响，试验测得的具体数值为微应变(με)，微应变与应变ε换算关系为ε＝10⁶με。试验中在工况对应液压体制的静压状态下进行应变仪的“归零”操作，即将对应液压体制下静压状态管道应变设为0。试验测得动应变的数值并不是管道真实应变，而是在静压状态管道应变基础上的波动值。通过两卡箍之间及卡箍根部的加速度响应分析管道系统加速度响应特性，加速度单位为g。通过该试验能够获得：(1)不同额定液压体制下管道动应变响应规律；(2)不同液压脉动幅值下管道动应变响应规律；(3)不同液压脉动频率下管道动应变响应规律。本实施例仅演示不同额定液压体制下液压管道动应变、加速度响应规律试验结果。

如图7所示，为不同液压体制下应变观测点1应变波动分析图。图7为脉动幅值为±5％，脉动频率为5Hz时，在不同液压体制21MPa/28MPa/35Mpa作用下，液压管道周向应变波动比较。21MPa时的管道应变波动单峰值为17，28MPa应变波动单峰值为24，相对于21MPa增大了29％，35MPa时管道应变波动单峰值为29，相对于21MPa增大了71％。

如图8所示，为不同液压体制下应变观测点1管道轴向和周向应变波动分析图。图8为脉动幅值为±5％，脉动频率为5Hz时，在三种不同液压体制21MPa/28MPa/35MPa液压脉动作用下，液压管道系统应变观测点1轴向与周向动态应变波动比较。三种液压体制21MPa/28MPa/35MPa作用下管道周向应变波动峰值都是远大于轴向应变波动峰值。周向应变波动峰值是轴向应变峰值的3.8，3.4，2.9倍。液压体制变化对轴向应变波动峰值的影响要大于周向应变波动峰值。

如图9所示，为不同液压体制下液压管道加速度响应分析图。由图9可知，加速度响应最大的工况为35MPa-±10％-15Hz，加速度观测点1的响应峰值达到了0.58g，加速度观测点1的响应峰值为0.28g。

表1为不同额定液压体制及其工况下两个加速度观测点的加速度响应，能够发现两卡箍中间管道部分加速度峰值为卡箍根部加速度峰值的两倍，而其他工况下这个结论也成立。

表1不同工况下各测点加速度峰值比较(单位/g)

本示例性实施例还提供一种飞行器液压管路系统地面模拟试验方法，应用上述的飞行器液压管路系统地面模拟试验装置，该方法包括：

利用振动组件向所述液压管路的预设位置施加不同的振动激励；

检测所述液压管路最大应力的响应状态。

以下对该模拟试验方法进行举例说明：

本示例性实施例为了演示实验方法，采用8mm双孔卡箍和管路直径模型。研究拦阻钩液压管路系统在振动状况下的响应测试方法和卡箍位置优化设计试验验证方法。

首先，本示例性实施例建立卡箍初始位置状态模型，如图10所示，为拦阻钩液压管路上卡箍初始位置状态图。按顺序将卡箍编号A-F，其中卡箍A和E为固定约束，剩余卡箍B、C、D、F都可以随着肋板沿管路方向移动。如表2所示，确定9种不同的卡箍位置约束情况。其中Xb和Xf为需要移动的卡箍，当卡箍位于沟槽中间位置时，其坐标为0，当卡箍向左移动时其坐标正向增加，当卡箍向右移动时，其坐标负向变大。

表2卡箍初始位置坐标(单位：cm)

然后，本示例性实施例在每两个卡箍中间的管路上布置加速度传感器，如图11所示，为液压管路上加速度传感器的分布图，液压管路上共计分布5个加速度传感器，分别标记为1-5。

然后，本示例性实施例采用锤击模态测试法测试卡箍不同位置时管路系统的模态参数。通过力锤施加一次激励，管路上布置的加速度传感器将信号传递给数据采集仪，利用计算机采用快速傅里叶变换(FFT)显示管路的频率响应曲线。卡箍初始位置及其他位置的模态测试结果如表3所示。

表3卡箍不同位置管路系统共振频率

液压管路根部布置有电阻应变片可以感知实时应变并将信号传递给采集仪，计算机可以显示应变-时间曲线，根据应力与应变的关系σ＝Eε计算出应力。如图12所示，为应变片的设置方式图，1、2、3、4表示应变片，应变片1、2、3、4设置于液压管道距离尾端5mm处，应变片1、2设置于上侧液压管路上，且应变片1、2在上侧液压管路的周向上间隔90度；应变片3、4设置下侧液压管路上，且应变片3、4在下侧液压管路的周向上间隔90度。

然后，可以通过激振器对液压管路施加外部激励，以检测卡箍不同位置状态下液压管路的应变状态。例如，卡箍均位于0坐标位置时，激振器振动频率可以采用300Hz，位移峰值0.08mm，驻留30s的方式对拦阻钩液压管路E卡箍处的肋板结构施加外部激励。如图13所示，为不同应变片的应力变化图。由图13可知，最大应力在1号应变片位置，为2.75Mpa。

本示例性实施例还可以将拦阻钩管路系统导入到有限元分析软件，对B、C、D、F四个卡箍位置进行固有频率为300Hz时的固有频率及振动响应灵敏度分析，如图14所示，为多个可移动卡箍固有频率及振动响应灵敏度分析图。主指标是固有频率，总指标是液压管路振动的最大应力，结果显示卡箍E和F的位置对管路系统的响应指标有较大影响。

本示例性实施例还可以运用多目标遗传算法对卡箍位置进行优化，以使液压管道系统的振动应力最小，同样的，采用相同的频率300Hz，位移峰值0.08mm，驻留30s的方式对E卡箍处的肋板结构施加外部激励进行激励。如图15所示，为卡箍调整量与液压管道振动应力的关系变化图。结果表明将卡箍F向左移动4.5cm后，液压管道的振动应力最小。优化前后管路系统最大应力对比如表4，卡箍布局优化后，管路系统结构在指定频率时的最大应力降低超过10％。

表4卡箍位置优化前后最大应力测试结果

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其他实施例。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。

应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求来限。