专利名称：一种多激励源联合控制试验装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种振动试验，尤其是涉及一种多激励源联合控制试验装置，属于结构振动主动控制领域。
背景技术：
航空航天飞行器在高速飞行时，经受的振动环境复杂，除发动机产生的机械振动， 还包括高速飞行时的扰动气流、附面层脉动气流产生的气动噪声等多种分布式振动源，它们不仅会激发结构整体振动而且可能会对刚性较弱或气动布局较差的部位激发出局部共振或空腔振动，这些振动可能导致产品磨损、破坏、连接件松动或仪器设备性能下降，产生一系列的可靠性和耐久性(寿命)问题，是导致飞行器产生灾难的重要因素。这些振动载荷大多是集中力和分布力激励相结合，单纯的模拟集中力的振动台试验只是传统的振动环境试验方法，不能满足现代航空航天结构振动耐久性试验要求，需要在传统集中力激励试验基础上发展新型能提供分布式激励的振动试验技术，以满足我国新一批大型航空航天产品的寿命或耐久性振动试验需求。本实用新型提出了一种压电元件、振动台、激振器联合控制的振动试验技术，为我国大型航空航天结构耐久性和可靠性试验提供新的技术解决途径。现有的振动试验技术主要包括单轴振动试验技术和多轴振动试验技术。(I)单轴振动试验无法模拟结构的多自由度振动环境，无法暴露结构在这种环境下的失效故障模式，有可能使通过了振动环境试验考核的结构而在实际振动环境中出现失效。(2)多自由度振动激励对结构响应的耦合效应十分复杂，它与单向振动激励相比究竞有多少差别，目前难以做出定量的估计(3)多轴振动试验技术可以同时给受试产品施加不同方向的振动应力，虽然可以模拟单轴振动试验技术无法模拟的多自由度振动环境，但这种试验技术主要应用于一些大型刚度较强的结构，其施加的振动应力仍为集中式应力，对航空航天常见的弹性结构是不合适的，例如飞机方向舵、发动机进气道、尾翼等就是经常发生裂纹的构件，经受的主要是分布式动态气动力激励。

实用新型内容(I)目的本实用新型的目的是提供一种多激励源联合控制试验装置，它为我国大型航空航天柔性结构的振动耐久性试验提供新的振动应力施加途径，已解决当前的试验技术无法充分模拟航空航天高速飞行器运行过程中经受的分布式振动环境而无法对其进行充分的振动耐久性考核的问题。(2)技术方案本实用新型一种多激励源联合控制试验装置，它是由振动台、激振器、压电元件、 SD振动控制系统、激光测振仪、示波器、函数信号发生器和直流稳压电源组成，它们之间的位置连接关系、信号走向是SD振动控制系统的三个输出通道D1、D2、D3经过三通道功率放大器分别接压电元件中的压电作动器、激振器和振动台，即SD振动控制系统D1、D2、D3输出控制信号ua、u_、uzdt经功率放大器放大后，分别输送给压电作动器、激振器和振动台；激振器和振动台安放在试验件刚性较大的骨架位置上，压电元件黏贴于试验件的柔性部位(见图2)，三种激振源联合控制试验件振动环境；压电元件中的压电传感器黏贴于试验件上， 其输出信号usl、us2、us4分别由SD振动控制系统采集通道CH4、CH5和CH6采集，即压电传感器连接至SD振动控制系统相应采集通道。其连接关系、信号走向如图3所示。所述振动台是数字式电动振动试验系统；工作范围最大推力98KN ;最大加速度1176m/s2 ;最大负载120KG ;频率范围5_3000HZ。所述激振器是主要用于模态试验及飞机地面共振试验，可提供一个作用点的力激励。所述压电元件是可提供结构表面分布式的应变激励，它是压电陶瓷片结构，包括压电作动器、压电传感器等，其力学模型有时也可简化成其边缘端点处的集中力及弯矩激励；所述SD振动控制系统是美国SD公司生产的JAGUAR多输入多输出振动控制系统， 拥有4个输出通道和36路采集通道，是目前世界上最为先进的振动试验控制系统之一。所述激光测振仪是德国P0LYTEC生产，其工作范围振动速度范围最大+/-10米/ 秒；双通道采集；18倍光学变焦；4倍数字变焦；扫描空间分辨率可达5微米；FFT :3200线； 激光功率Imw ;测定距离0-30米。在本实用新型中用于试验件各阶模态、共振频率的测定与分析。所述示波器是用来观察及检测试验过程中输入输出信号的波形及其特征参数；所述函数信号发生器是数字合成函数信号发生器/计数器，它可输出正弦波、方波、锯齿波及正弦扫频等各种类型电信号。所述直流稳压电源，其工作范围0_32V ；0-6A ;它用来给试验中使用的控制电路板提供稳压直流电源。其中，该振动台的型号是D-1000-8 ;其中，该激振器的型号是JZK-20型； 其中，该压电陶瓷片厚度不超过3毫米，面积不超过3平方厘米其中，该激光测振仪的型号是PSV-400B型激光测振仪；其中，该示波器的型号是ADS1042C ;其中，该函数信号发生器的型号是(SP) F40型；其中，该直流稳压电源的型号是DH1720A-2型。本实用新型的工作原理和流程如下振动台能提供一个作用面的基础激励，激振器可提供一个作用点的力激励，而压电元件可提供结构表面分布式的应变激励，三种振动源的激励特点不同，可提供的激励能量不同。多种激励源的协调控制技术要研究不同激励源试验载荷的合理分配问题，各种激振源载荷施加顺序问题。载荷分配时可将振动台和激振器分配到结构刚度较大的骨架位置，提供结构骨架主要的控制能量。压电元件主要分配到结构柔性较大的部位，提供分布式高频激励。[0028]为使多激励源试验达到最佳控制，必须把试验系统和试件的一些信息输入到控制系统中。采用自适应技术有利于试验系统中出现的非线性问题。因为试验把多个激励源连接在同一试件上，所以每个激励源之间以及控制传感器之间会产生相互作用，即传感器测量得到的运动包含了每个激源器的贡献量。为达到所需的运动，振动控制系统必须有能力抑制因激励器相互作用带来的多余的运动，这种能力称为交叉耦合校正，对于多激励源试验来说这种能力至关重要。另外，为达到预期的运动，也要求进行相位和相干控制，对于正弦试验而言，可以用相位控制、交叉耦台校正和有限通道的实时闭环控制来进行。多激励源正弦试验可以用数字滤波器测量每个响应的振幅和相位，并用激励源产生各响应所需的相位关系；对于随机试验而言，可以用相位控制、相干控制、有限通道和交叉耦合校正的实时闭环来进行。在随机试验中，用一个频谱密度矩阵定义振幅与频率的剖面图，用激励源产生不同通道之间特定的相干和相位关系。多激励源协调加载可用步进应力控制的施加方法，将控制目标分解为逐步递增的过程，以不同激振源控制的难易程度或提供激振能量的大小，逐步均衡调节。一种多激励源联合控制试验方法，该方法具体步骤如下步骤一布置试验设备，将SD振动控制系统三个输出通道Dl、D2、D3经过功率放大器分别接压电作动器、激振器和振动台，激振器和振动台安放在试验件刚性较大的骨架位置上，压电作动器和压电传感器黏贴于试验件的柔性部位(见图2)，压电传感器连接SD 振动控制系统的采集通道。步骤二 试验开始时首先利用激光测振仪测得试验件的前四阶共振频率；步骤三压电作动器驱动试验件以提供分布式激励，其控制信号Ua由SD振动控制系统Dl输出通道输出；激振器、振动台分别激励试验件前端和后端骨架结构提供集中力， 其控制信号ujzq、Uzdt分别由SD振动控制系统D2、D3输出通道输出，压电传感器SI、S2、S4 作为控制传感器，其输出信号usl、us2、us4分别由SD振动控制系统采集通道CH4、CH5和CH6 米集。步骤四在SD振动控制系统输入振动谱形，开始试验，纪录并分析试验结果。(3)优点及效果本实用新型一种多激励源联合控制试验装置，由于压电元件具有振动应力可控性好、实现方便，特别是便于大量分布于结构各个部位，可模拟大型航空航天产品分布式载荷的优点，完全有可能作为寿命和耐久性试验的激励源，并结合传统的激振器和振动台，为试验振动应力的施加提供新的解决途径。

图I本实用新型的飞机结构缩比模型图2本实用新型的飞机结构缩比模型右翼压电元件布置图2a本实用新型的飞机结构缩比模型右翼压电元件布置的主视图图2b本实用新型的飞机结构缩比模型右翼压电元件布置的俯视图图3本实用新型的压电元件、振动台与激振器联合控制试验框图图4试验方法的流程框图图中符号说明图下A11-A20是压电作动片；S4_S6是压电传感器。
具体实施方式
见图1，本实用新型以飞机结构缩比模型为试验件，说明试验装置和过程，试验件加工材料为硬铝(密度2. 8X 103kg/m3)，两翼结构的厚度为2mm，选择飞机结构的缩比模型作为试验对象，主要是因为它较一端固定悬臂梁结构复杂，既具有类似柔性结构的翼型结构，又具有刚性较大的骨架结构，用以探索压电元件与传统激振设备如振动台、激振器的联合试验技术，以扩大压电元件的应用范围和充分挖掘压电元件作为振动试验分布式激励源的潜力，进而为现代大型航空航天结构的寿命和振动耐久性试验寻找新的技术途径。试验过程中，为了增大驱动能力，我们在飞机结构缩比模型的左翼柔性结构上下表面同位粘贴10对压电作动片Al-AlO和3个压电传感器S1-S3，右翼柔性结构上下表面同位粘贴10对压电作动片A11-A20和3个压电传感器S4-S6，同样，压电传感器仅在两翼结构的上表面粘贴，它们在飞机结构缩比模型上的布置见图2a、图2b。本实用新型需要的试验设备振动台、激振器、SD振动控制系统、激光测振仪、示波器、函数信号发生器、直流稳压电源和压电陶瓷片。SD振动控制系统的三个输出通道D1、 D2、D3经过三通道功率放大器分别接压电元件中的压电作动器、激振器和振动台，即SD振动控制系统Dl、D2、D3输出控制信号ua、uJzq, Uzdt经功率放大器放大后，分别输送给压电作动器、激振器和振动台；激振器和振动台安放在试验件刚性较大的骨架位置上，压电元件黏贴于试验件的柔性部位(见图2)，三种激振源联合控制试验件振动环境；压电传感器黏贴于试验件上，其输出信号usl、us2、us4分别由SD振动控制系统采集通道CH4、CH5和CH6采集，即压电传感器连接至SD振动控制系统相应采集通道，其控制框图见图3。压电效应是压电材料最基本的效应，它包含两种现象一是当机械力或压力(应变)作用于压电元件时，压电材料中便会产生电荷或电压，这种现象称为正压电效应；二是如果电荷或电压施加于压电材料时，则这种材料便会产生机械力和应变，这种现象称为逆压电效应。我们将在待控制的结构上粘贴若干压电片，利用其正压电效应作结构应变或应变率传感器(“压电传感器”)；同时，又另外贴若干压电片并受电压激励，利用其逆压电效应作为作动器(“压电作动器”)。大型结构一般质量大，其骨架结构的刚度大，振动载荷复杂，为保证其结构整体的振动试验应力满足试验剖面的要求，有时需要在其刚度大的位置安装传统的激励设备，与压电元件协调同步控制试件的振动载荷。多种激励源的协调控制技术要研究不同激励源试验载荷的合理分配问题，各种激振源载荷施加顺序问题。载荷分配时可将振动台和激振器分配到结构刚度较大的骨架位置，提供结构骨架主要的控制能量。压电元件主要分配到结构柔性大的部位，提供分布式高频激励。一种多激励源联合控制试验方法，该方法具体步骤如下步骤一布置试验设备，将SD振动控制系统三个输出通道Dl、D2、D3经过功率放大器分别接压电作动器、激振器和振动台，激振器和振动台安放在试验件刚性较大的骨架位置上，压电作动器和压电传感器黏贴于试验件的柔性部位(见图2)，压电传感器连接SD 振动控制系统的采集通道。步骤二 试验开始时首先利用激光测振仪测得试验件的前四阶共振频率；步骤三压电作动器驱动试验件以提供分布式激励，其控制信号Ua由SD振动控制系统Dl输出通道输出；激振器、振动台分别激励试验件前端和后端骨架结构提供集中力， 其控制信号ujzq、Uzdt分别由SD振动控制系统D2、D3输出通道输出，压电传感器SI、S2、S4 作为控制传感器，其输出信号usl、us2、us4分别由SD振动控制系统采集通道CH4、CH5和CH6 米集；步骤四在SD振动控制系统输入振动谱形，开始试验，纪录并分析试验结果。试验方法的流程框图见图4。
权利要求1.一种多激励源联合控制试验装置，它是由振动台、激振器、压电元件、SD振动控制系统、激光测振仪、示波器、函数信号发生器和直流稳压电源组成，其特征在于SD振动控制系统的三个输出通道Dl、D2、D3经过三通道功率放大器分别接压电元件中的压电作动器、 激振器和振动台，激振器和振动台安放在试验件刚性大的骨架位置上，压电元件黏贴于试验件的柔性部位，三种激振源联合控制试验件振动环境；压电元件中的压电传感器黏贴于试验件上并连接至SD振动控制系统相应采集通道；所述振动台是数字式电动振动试验系统；所述激振器是模态试验及飞机地面共振试验装置；所述压电元件是压电陶瓷片结构；所述SD振动控制系统是美国SD公司生产的JAGUAR多输入多输出振动控制系统；所述激光测振仪是德国P0LYTEC生产；所述示波器是观察及检测试验过程中输入输出信号的波形及其特征参数装置；所述函数信号发生器是数字合成函数信号发生器/计数器；所述直流稳压电源的工作范围是0_32V ;0-6A。
2.根据权利要求I所述的一种多激励源联合控制试验装置，其特征在于其中，该压电陶瓷片厚度不超过3毫米，面积不超过3平方厘米。
专利摘要一种多激励源联合控制试验装置，它由振动台、激振器、压电元件、SD振动控制系统、激光测振仪、示波器、函数信号发生器和直流稳压电源组成，SD振动控制系统的三个输出通道D1、D2、D3经过三通道功率放大器分别接压电元件中的压电作动器、激振器和振动台，激振器和振动台安放在试验件刚性较大的骨架位置上，压电元件黏贴于试验件的柔性部位，压电元件中的压电传感器黏贴于试验件上，其输出信号us1、us2、us4分别由SD振动控制系统采集通道CH4、CH5和CH6采集，三种激振源联合控制试验件振动环境；本实用新型在我国新一批大型航空航天产品的寿命或耐久性振动试验中具有实用价值和应用前景。
文档编号G01M7/02GK202350998SQ201120420679
公开日2012年7月25日 申请日期2011年10月28日 优先权日2011年10月28日
发明者周秀峰, 姚军, 张俊, 徐明鸽, 王欢, 赵帅帅 申请人:北京航空航天大学