一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置。所述翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置包括安裝支座、懸臂梁、減震器安裝系統(tǒng)、配重、激振器以及振動(dòng)傳感器，其中，懸臂梁的一端固定在安裝支座上；配重通過(guò)減震器安裝系統(tǒng)與懸臂梁連接；激振器與所述配重連接；所述振動(dòng)傳感器分別設(shè)置在所述減震器安裝系統(tǒng)以及所述懸臂梁上。本發(fā)明提供了一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，在該翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置中，利用懸臂梁模擬機(jī)翼，配重模擬發(fā)動(dòng)機(jī)，激振器對(duì)配重進(jìn)行激勵(lì)模擬實(shí)際發(fā)動(dòng)中工作中的振動(dòng)，通過(guò)對(duì)減振器以及懸臂梁的振動(dòng)傳感器采集的振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行比較，從而確定整個(gè)翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置的減振效率，為發(fā)動(dòng)機(jī)減振安裝提供依據(jù)。
【專利說(shuō)明】
一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)減震試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系 統(tǒng)試驗(yàn)裝置。
【背景技術(shù)】
[0002] 航空發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的主要振源之一，它在提供飛行動(dòng)力的同時(shí)，也引起噪聲和機(jī) 體結(jié)構(gòu)的振動(dòng)，影響機(jī)體結(jié)構(gòu)、機(jī)載設(shè)備的安全與壽命以及乘員舒適性。
[0003] 目前，常用的航空發(fā)動(dòng)機(jī)減振措施是在其安裝環(huán)節(jié)上布置減振器。在設(shè)計(jì)減振器 時(shí)，通常都假定:發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)沒(méi)有任何彈性的理想質(zhì)量塊，減振器由沒(méi)有質(zhì)量的理想彈簧 和理想阻尼器并聯(lián)而成，飛機(jī)是一剛體，其質(zhì)量無(wú)限大。由這些假設(shè)可以得出：對(duì)于簡(jiǎn)單減 振裝置，只要激振頻率大于系統(tǒng)固有頻率的λ/Ι倍就有減振效果，且激振頻率越高減振效果 越好，一般可衰減40dB~60dB。但實(shí)際上，減振裝置很少能衰減20dB以上，且頻率越高，實(shí)際 的和預(yù)期的差值越大，究其原因?yàn)槿缦聨追矫妫?)發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量不是理想地集中，在高頻時(shí) 往往顯得剛性不足，致使在聲頻范圍內(nèi)有許多共振頻率。2)減振器并不是一個(gè)理想化的元 件，而是具有一定質(zhì)量的彈性體，其動(dòng)態(tài)特性是隨著頻率和變形量而變化的。3)飛機(jī)也不是 一個(gè)絕對(duì)剛性體，而是有一定彈性的，其質(zhì)量也不是無(wú)限大的，因此在傳遞力的作用下會(huì)引 起基礎(chǔ)響應(yīng)，產(chǎn)生很多共振峰。
[0004] 這幾方面的綜合結(jié)果，使得傳遞率曲線也會(huì)出現(xiàn)很多共振峰，在共振峰附近的減 振效果會(huì)顯著降低。為此，在發(fā)動(dòng)機(jī)減振安裝系統(tǒng)設(shè)計(jì)初期，必須進(jìn)行相應(yīng)的動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)， 充分了解發(fā)動(dòng)機(jī)減振安裝系統(tǒng)的影響要素，為發(fā)動(dòng)機(jī)減振安裝最終設(shè)計(jì)提供相應(yīng)的依據(jù)。
[0005] 因此，希望有一種技術(shù)方案來(lái)克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提供一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置來(lái)克服或至少減輕 現(xiàn)有技術(shù)的至少一個(gè)上述缺陷。
[0007] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，用于模擬飛 機(jī)的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減震系統(tǒng)，所述翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置包括安裝支座、懸臂梁、 減震器安裝系統(tǒng)、配重、激振器以及振動(dòng)傳感器，其中，所述懸臂梁的一端固定在所述安裝 支座上;所述配重通過(guò)減震器安裝系統(tǒng)與所述懸臂梁連接;所述激振器與所述配重連接;所 述振動(dòng)傳感器分別設(shè)置在所述減震器安裝系統(tǒng)以及所述懸臂梁上。
[0008] 優(yōu)選地，所述減震器安裝系統(tǒng)包括:拉桿，所述拉桿的數(shù)量為多個(gè)，每個(gè)拉桿的一 端均與所述懸臂梁連接;以及減震器，所述減震器的數(shù)量為多個(gè)，每個(gè)減震器安裝在一個(gè)拉 桿的另一端上;所述配重與所述減震器連接。
[0009]優(yōu)選地，所述安裝支座的中部設(shè)置有夾持部，所述夾持部適于夾持所述懸臂梁的 一端;所述安裝支座的兩端設(shè)置有螺栓連接孔。
[0010]優(yōu)選地，所述懸臂梁為板狀體，各個(gè)所述拉桿安裝在所述懸臂梁的一個(gè)面上;所述 振動(dòng)傳感器安裝在所述懸臂梁的另一個(gè)面上。
[0011]優(yōu)選地，各個(gè)所述拉桿均設(shè)置在所述懸臂梁的中部至遠(yuǎn)離所述安裝支座的一端的 區(qū)域內(nèi)。
[0012] 優(yōu)選地，每個(gè)所述拉桿包括兩個(gè)桿體，每個(gè)桿體的一端相互連接，形成所述拉桿與 所述減震器連接的一端，每個(gè)桿體的另一端與所述懸臂梁連接。
[0013] 優(yōu)選地，所述拉桿的數(shù)量為三個(gè)，所述減震器的數(shù)量為三個(gè)。
[0014] 優(yōu)選地，所述激振器包括激振器本體以及激振器輸出端，所述激振器輸出端與所 述配重連接。
[0015] 優(yōu)選地，所述懸臂梁的固有振動(dòng)頻率與飛機(jī)的低階固有頻率一致，所述配重的固 有頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)的低階固有頻率一致。
[0016] 本發(fā)明提供了一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，在該翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng) 試驗(yàn)裝置中，利用懸臂梁模擬機(jī)翼，配重模擬發(fā)動(dòng)機(jī)，激振器對(duì)配重進(jìn)行激勵(lì)模擬實(shí)際發(fā)動(dòng) 中工作中的振動(dòng)，通過(guò)對(duì)減振器以及懸臂梁的振動(dòng)傳感器采集的振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行比較，從而 可以確定整個(gè)翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置的減振效率，從而為發(fā)動(dòng)機(jī)減振安裝最終設(shè) 計(jì)提供相應(yīng)的依據(jù)。
【附圖說(shuō)明】
[0017] 圖1是根據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0018] 附圖標(biāo)記

【具體實(shí)施方式】
[0020] 為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中 的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明 一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過(guò)參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。
[0021] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語(yǔ)"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所 示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù) 范圍的限制。
[0022]圖1是根據(jù)本發(fā)明一實(shí)施例的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。 [0023]如圖1所示的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，用于模擬飛機(jī)的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減 震系統(tǒng)，該翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置包括安裝支座1、懸臂梁2、減震器安裝系統(tǒng)3、配 重4、激振器5以及振動(dòng)傳感器6,其中，懸臂梁2的一端固定在安裝支座1上;配重4通過(guò)減震 器安裝系統(tǒng)3與懸臂梁2連接;激振器5與配重4連接;振動(dòng)傳感器6分別設(shè)置在減震器安裝系 統(tǒng)3以及懸臂梁2上。
[0024] 在本實(shí)施例中，安裝支座1可以固定在墻面等剛性較大的基礎(chǔ)上，作為試驗(yàn)使的平 臺(tái)。
[0025] 本發(fā)明提供了一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，在該翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng) 試驗(yàn)裝置中，利用懸臂梁模擬機(jī)翼，配重模擬發(fā)動(dòng)機(jī)，激振器對(duì)配重進(jìn)行激勵(lì)模擬實(shí)際發(fā)動(dòng) 中工作中的振動(dòng)，通過(guò)對(duì)減振器以及懸臂梁的振動(dòng)傳感器采集的振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行比較，從而 可以確定整個(gè)翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置的減振效率，從而為發(fā)動(dòng)機(jī)減振安裝最終設(shè) 計(jì)提供相應(yīng)的依據(jù)。
[0026] 本發(fā)明在測(cè)試時(shí)充分考慮了飛機(jī)端以及發(fā)動(dòng)機(jī)端柔性對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)減振效 率的影響，可以較準(zhǔn)確模擬發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)實(shí)際裝機(jī)情況下的減振效果，試驗(yàn)結(jié)果可以為 發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供相應(yīng)依據(jù)，減少發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)設(shè)計(jì)的迭代次數(shù)，更大限度的保 證發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)裝機(jī)后驗(yàn)證試驗(yàn)的成功率，有效提高了發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)設(shè)計(jì)的效率和經(jīng) 濟(jì)性。
[0027] 參見(jiàn)圖1，在本實(shí)施例中，減震器安裝系統(tǒng)3包括拉桿31以及減震器32,拉桿31的數(shù) 量為多個(gè)，每個(gè)拉桿31的一端均與懸臂梁2連接;減震器32的數(shù)量為多個(gè)，每個(gè)減震器32安 裝在一個(gè)拉桿31的另一端上;配重4與減震器32連接。
[0028]可以理解的是，在一個(gè)備選實(shí)施例中，拉桿的數(shù)量為一個(gè)，減震器的數(shù)量為一個(gè)。 [0029]參見(jiàn)圖1，在本實(shí)施例中，每個(gè)拉桿31包括兩個(gè)桿體，每個(gè)桿體的一端相互連接，形 成拉桿與減震器32連接的一端，每個(gè)桿體的另一端與懸臂梁2連接。
[0030]參見(jiàn)圖1，在本實(shí)施例中，拉桿的數(shù)量為三個(gè)，減震器的數(shù)量為三個(gè)。
[0031 ]參見(jiàn)圖1，在本實(shí)施例中，安裝支座1的中部設(shè)置有夾持部11，夾持部11適于夾持懸 臂梁2的一端;安裝支座1的兩端設(shè)置有螺栓連接孔。
[0032] 參見(jiàn)圖1，在本實(shí)施例中，懸臂梁2為板狀體，各個(gè)拉桿31安裝在懸臂梁2的一個(gè)面 上;振動(dòng)傳感器6安裝在懸臂梁2的另一個(gè)面上。
[0033] 有利的是，在本實(shí)施例中，各個(gè)拉桿31均設(shè)置在懸臂梁2的中部至遠(yuǎn)離安裝支座的 一端的區(qū)域內(nèi)。采用這種布局，更為實(shí)際的模擬了實(shí)際飛機(jī)的結(jié)構(gòu)。
[0034] 在本實(shí)施例中，激振器5包括激振器本體51以及激振器輸出端52，激振器輸出端52 與配重4連接。
[0035] 有利的是，懸臂梁2的固有振動(dòng)頻率與飛機(jī)的低階固有頻率一致，配重4的固有頻 率與發(fā)動(dòng)機(jī)的低階固有頻率一致。
[0036] 這樣，能夠更為實(shí)際的模擬飛機(jī)實(shí)際振動(dòng)情況。
[0037] 在本實(shí)施例中，激振器的激振頻率范圍為:掃頻，0至200HZ或0至600HZ。
[0038]最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制。盡 管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然 可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替 換;而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精 神和范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，用于模擬飛機(jī)的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減震系統(tǒng)，其 特征在于，所述翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置包括安裝支座（1)、懸臂梁(2)、減震器安裝 系統(tǒng)(3)、配重(4)、激振器(5)以及振動(dòng)傳感器(6)，其中，所述懸臂梁(2)的一端固定在所述 安裝支座（1)上;所述配重(4)通過(guò)減震器安裝系統(tǒng)（3)與所述懸臂梁(2)連接;所述激振器 (5)與所述配重(4)連接;所述振動(dòng)傳感器(6)分別設(shè)置在所述減震器安裝系統(tǒng)(3)以及所述 懸臂梁(2)上。2. 如權(quán)利要求1所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述減震器安裝 系統(tǒng)(3)包括： 拉桿(31)，所述拉桿（31)的數(shù)量為多個(gè)，每個(gè)拉桿（31)的一端均與所述懸臂梁（2)連 接；以及 減震器(32)，所述減震器(32)的數(shù)量為多個(gè)，每個(gè)減震器(32)安裝在一個(gè)拉桿(31)的 另一端上;所述配重(4)與所述減震器(32)連接。3. 如權(quán)利要求2所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述安裝支座 (1)的中部設(shè)置有夾持部(11 )，所述夾持部(11)適于夾持所述懸臂梁(2)的一端； 所述安裝支座（1)的兩端設(shè)置有螺栓連接孔。4. 如權(quán)利要求3所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述懸臂梁（2) 為板狀體，各個(gè)所述拉桿(31)安裝在所述懸臂梁(2)的一個(gè)面上;所述振動(dòng)傳感器(6)安裝 在所述懸臂梁(2)的另一個(gè)面上。5. 如權(quán)利要求4所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，各個(gè)所述拉桿 (31)均設(shè)置在所述懸臂梁(2)的中部至遠(yuǎn)離所述安裝支座的一端的區(qū)域內(nèi)。6. 如權(quán)利要求5所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，每個(gè)所述拉桿 (31)包括兩個(gè)桿體，每個(gè)桿體的一端相互連接，形成所述拉桿與所述減震器(32)連接的一 端，每個(gè)桿體的另一端與所述懸臂梁(2)連接。7. 如權(quán)利要求6所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述拉桿的數(shù)量 為三個(gè)，所述減震器的數(shù)量為三個(gè)。8. 如權(quán)利要求7所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述激振器(5) 包括激振器本體(51)以及激振器輸出端(52)，所述激振器輸出端(52)與所述配重(4)連接。9. 如權(quán)利要求8所述的翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)減振系統(tǒng)試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述懸臂梁（2) 的固有振動(dòng)頻率與飛機(jī)的低階固有頻率一致，所述配重(4)的固有頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)的低階固 有頻率一致。
【文檔編號(hào)】G01M7/02GK106092474SQ201610378212
【公開日】2016年11月9日
【申請(qǐng)日】2016年5月31日
【發(fā)明人】馬雙超, 呂奇峰, 繆志松, 黃飛
【申請(qǐng)人】中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所