一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法
一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空发动机安装系统动力学设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机 隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法。
【背景技术】
[0002] 发动机是飞机的主要振源之一，它在为飞机提供动力的同时，也引起机体结构的 振动和噪声。降低发动机振动水平的常用方法是在安装结构中使用减振器，减振器的刚度、 阻尼等参数是安装系统动力学设计的重要指标，直接影响系统的减振效果。
[0003]目前，普遍采用的飞机发动机隔振装置刚度、阻尼等参数测试方法是振动台测量 法，即将质量块、飞机发动机隔振装置及试验台架安装在振动台上，振动台产生振动激励， 测试飞机发动机隔振装置输入与输出的振动加速度，可以得到飞机发动机隔振装置在该质 量特性下的共振频率点和共振放大倍数，根据共振频率和共振放大倍数可以得到飞机发动 机隔振装置的刚度与阻尼。但是，由于飞机发动机重量较大，需要用大质量的配重模拟发动 机重量，导致整个试验设备过重，需要大推力振动台才能完成试验测试工作，这样的大推力 振动台相对稀缺，导致测试过程复杂，费事费力。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是提供一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法， 以解决目前的测试装置及测试方法测试过程复杂、费事费力的问题。
[0005] 本发明的技术方案是：
[0006] 一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，包括：
[0007] 激振器，固定设置在水平的底部支撑面上，具有竖直向上的激振杆；
[0008] 隔振器，固定设置在所述激振器的竖直上方；
[0009] 质量块，具有一预定质量，顶部固定连接至所述隔振器底部，且位于所述隔振器的 竖直下方，所述激振杆的顶部固定连接至所述质量块底部；
[0010] 力传感器，设置在所述激振杆与所述质量块连接处，用于测量在所述激振器预定 激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力；
[0011] 加速度传感器，固定设置在所述质量块上，用于测量所述质量块在所述预定激振 频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应；
[0012] 振动测量器，用于接收所述力传感器和加速度传感器传递的所述初始激励力和初 始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应分别转化成与所述预定激振频率段 内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应；
[0013] 处理器，用于根据所述质量块的质量、某一预定激振频率下的所述最终激励力和 所述最终加速度响应计算得到所述预定激振频率下所述隔振器的刚度和阻尼。
[0014] 可选地，所述隔振器的顶部固定设置在水平的顶部支撑面上，所述顶部支撑面与 所述底部支撑面相向设置。
[0015] 可选地，所述的测试装置还包括：
[0016] 转接接头，固定设置在所述顶部支撑面的底部，所述隔振器的顶部固定设置在所 述转接接头的底部。
[0017] 可选地，所述隔振器的顶部具有吊耳，所述隔振器通过所述吊耳固定连接至所述 转接接头底部。
[0018] 可选地，所述隔振器包括由内至外层叠布置的内壳体、减振材料层以及外壳体，所 述内壳体的底部具有一突起部，依次贯穿所述减振材料层和外壳体，所述隔振器通过所述 突起部与所述质量块的顶部固定连接。
[0019] 可选地，所述的测试装置还包括：
[0020] 激振器基座，设置在所述激振器与所述底部支撑面之间，且所述激振器通过所述 激振器基座水平固定设置在所述底部支撑面上。
[0021] 本发明还提供了一种根据上述任一项所述飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试 装置的测试方法，包括如下步骤：
[0022] 步骤一、所述激振器在所述时间历程内完整实现整个所述预定激振频率段的施 加；
[0023] 步骤二、通过所述力传感器测量在所述预定激振频率段作用下与所述时间历程相 关的初始激励力，同时，通过所述加速度传感器测量所述质量块在所述预定激振频率段作 用下与所述时间历程相关的初始加速度响应；
[0024] 步骤三、所述振动测量器接收所述力传感器和加速度传感器传递的所述初始激励 力和初始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应通过快速傅氏变换方法分别 转化成与所述预定激振频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应；
[0025] 步骤四、所述处理器根据输入的所述质量块的质量M、某一预定激振频率下的所述 最终激励力F( ? )和所述最终加速度响应对W)，并通过如下步骤和公式依次计算得到所述 预定激振频率下所述隔振器的刚度K和阻尼C:
[0026] 步骤4.1、定义
[0027] 其中，w为圆周频率，《= 2Jrf，f为所述预定激振频率；
[0028] 步骤4 2、根据动力学方程
定义复刚度：
[0029] k (?) = K (?)+iC (?) ? (II)
[0030] 其中，i是虚数单位；
[0031] 步骤4 3、公式II中的K和C都是与频率《相关的实数，则得到
最终得到隔振器复刚度公式为
[0033]步骤4. 4将所述质量块（3)的质量M、所述预定激振频率值f、所述最终激励力F(?)以及所述最终加速度响应i:(W)代入所述公式I和公式III得到隔振器复刚度k(?)， 再根据公式II得到所述预定激振频率下所述隔振器的刚度K和阻尼C。
[0034] 本发明的有益效果：
[0035] 本发明的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法，通过力传感器测 量在所述激振器预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力，通过加速度传感器 测量所述质量块在所述预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应，再通过 振动测量器将初始激励力和初始加速度响应转化成与激振频率相关的最终激励力和最终 加速度响应，最后通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器 的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
【附图说明】
[0036] 图1是本发明飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的结构示意图；
[0037] 图2是本发明测试装置中隔振器与转接接头和质量块连接后的剖视图。
【具体实施方式】
[0038] 这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及 附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0039] 如图1和图2所示，本发明提供的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，可以 包括激振器1、隔振器2、质量块3、力传感器4、加速度传感器5、振动测量器6以及处理器 7〇
[0040] 激振器1可以选自已知的多种激振器中的一种；激振器1固定设置在水平的底部 支撑面上，例如地面或者其他支撑面；激振器1通常具有竖直向上的激振杆11，以传递激振 力。
[0041] 另外，在激振器1与底部支撑面之间还可以设置激振器基座9,激振器基座9可以 采用多种适合的结构形状，以加强安装的稳定性；激振器1通过激振器基座9水平固定设置 在底部支撑面上。
[0042] 隔振器2即为需要测试的已知的飞机发动机隔振器的一种；具体地，隔振器2可以 包括由内至外层叠布置的内壳体22、减振材料层23以及外壳体24 ;在内壳体22的底部具 有一突起部25,依次贯穿减振材料层23和外壳体24,最终隔振器2通过突起部25与质量 块2的顶部固定连接。
[0043] 隔振器2固定设置在激振器1的竖直上方。本实施例中，隔振器2的顶部固定设 置在水平的顶部支撑面上，顶部支撑面与底部支撑面相向设置，顶部支撑面可以是例如房 屋的天花板或者横梁底面等。
[0044] 进一步，本发明的测试装置还可以转接接头8,固定设置在顶部支撑面的底部，隔 振器2的顶部固定设置在转接接头8的底部。具体地，在隔振器3的顶部还可以具有一个 或者多个吊耳21，隔振器2通过吊耳21固定连接至转接接头8底部，使得连接更加方便和 牢固。
[0045] 质量块3具有一预定质量（根据需要模拟的飞机发动机质量而定），顶部固定连接 至隔振器2底部，且位于隔振器2的竖直下方，激振杆11的顶部固定连接至质量块3底部。
[0046] 力传感器4可以采用已经多种适合的力传感器，设置在激振杆11与质量块3连接 处，用于测量在激振器1预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力。其中，预定 激振频率段包括最小频率和做大频率，呈递增关系，例如预定激振频率段可以是5-2000Hz， 其中最小为5hz，最大为2000hz;时间历程指的是激振器1从5hz逐渐变大（每次变化的大 小可以根据需要进行调节，例如每秒变化0.lhz或者lhz等）到2000hz时所需要的时间， 这个过程又叫扫频，其中时间历程可以根据需要进行设定。
[0047] 加速度传感器5可以采用已经多种适合的加速度传感器，固定设置在质量块3上， 用于测量质量块3在上述预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应。
[0048] 振动测量器6为目前已知的测量器或测量系统，主要用于接收上述力传感器4和 加速度传感器5传递的初始激励力和初始加速度响应，并将初始激励力和初始加速度响应 通过快速傅氏变换（FFT)方法分别转化成与预定激振频率段内各个激振频率相关的最终 激励力和最终加速度响应。
[0049] 处理器7可以是多种时候的器部件，例如直接选择为一台计算机，相关数据可以 自动录入或者手动录入，通过相应的程序进行计算。 用于根据质量块3的质量、某一预定激 振频率下的最终激励力和最终加速度响应计算得到预定激振频率下隔振器2的刚度和阻 尼。
[0050] 本发明的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，通过对测量得到的与时间历 程相关的初始激励力和初始加速度响应进行转化，得到与频率相关的最终激励力和最终加 速度响应，最后再通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器 的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
[0051] 本发明还提供了一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的测试方法，包括 如下步骤：
[0052] 步骤一、激振器1在上述时间历程内完整实现整个预定激振频率段的施加。
[0053] 步骤二、通过力传感器4测量在预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激 励力，同时，通过加速度传感器5测量质量块3在预定激振频率段作用下与时间历程相关的 初始加速度响应。此时的初始激励力和初始加速度响应是与时间历程相对应的一组数据。
[0054] 步骤三、振动测量器6接收力传感器4和加速度传感器5传递的初始激励力和初 始加速度响应，并将初始激励力和初始加速度响应通过快速傅氏变换方法分别转化成与预 定激振频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应。此时的最终激励力和 最终加速度响应是与预定激振频率段内所有的激振频率相对应的一组数据。
[0055] 步骤四、处理器7根据输入的质量块3的质量M、某一预定激振频率（预定激振频 率段内的一个）下的最终激励力F(?)和最终加速度响应对W)，并通过如下步骤和公式依 次计算得到预定激振频率下所述隔振器2的刚度K和阻尼C:
[0056] 步骤4.1、定义
[0057] 其中，w为圆周频率，《= 2Jrf，f为所述预定激振频率；
[0058] 步骤4. 2、根据动力学方程+ + 定义复刚度：
[0059] k(?) =K(?)+iC(?) ? (II)
[0060] 其中，i是虚数单位；
[0061] 步骤4 3、公式II中的K和C都是与频率《相关的实数，则得到
最终得到隔振器复刚度公式为
[0063] 步骤4. 4将所述质量块3的质量M、所述预定激振频率值f、所述最终激励力F(?) 以及所述最终加速度响应対W)代入所述公式I和公式III得到隔振器复刚度k(?)，再根据 公式II得到所述预定激振频率下所述隔振器2的刚度K和阻尼C。
[0064] 需要说明的是，根据上述公式除了能够得到一个预定激振频率下隔振器2的刚度 K和阻尼C外，还能够得到预定激振频率段所有激振频率下的隔振器2的刚度K和阻尼C。 因此，本发明的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的测试方法不仅能测得飞机发动 机隔振器在共振频率点的刚度与阻尼，还能够反映隔振器刚度、阻尼随频率的变化量。
[0065] 进一步，以某次试验数据33. 4Hz频率点数据举例，对隔振器刚度及阻尼的计算过 程进行详细说明。
[0066] 质量块3的质量M= 44. 7kg，传感器采集的数据是时间历程的激励力和加速度响 应，需要对其进行快速傅氏变换（FFT)，可以得到不同频率下的激励力F(?)和加速度响应 x(ro) 〇
[0067] 根据圆周频率《和角频率f的关系《 = 2Jrf?可知33. 4Hz的圆周频率《 = 23if= 23iX33.4 = 209. 7520rad/s，取 33. 4Hz出的激励力F(209. 7520)和加速度响应
，分）别为：F(2〇9.75 = 2〇) _2.I567 和
(数据来自振动测量器6) ;i是虚数单位。
[0068] 从而根据
_得到：
[0070]再根据
得到：
[0072] 则在33. 4Hz频率点，该隔振器的刚度K= 3. 0412e+006N/m;
[0073]再根据k(?)=K(?)+iC(?) ? 得到：209. 7520XC= 1. 2606e+005,最终得到阻
[0074] 以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何 熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应 涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为 准。
【主权项】
1. 一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，其特征在于，包括： 激振器（1)，固定设置在水平的底部支撑面上，具有竖直向上的激振杆（11); 隔振器（2)，固定设置在所述激振器（1)的竖直上方； 质量块（3)，具有一预定质量，顶部固定连接至所述隔振器（2)底部，且位于所述隔振 器（2)的竖直下方，所述激振杆（11)的顶部固定连接至所述质量块（3)底部； 力传感器（4)，设置在所述激振杆（11)与所述质量块（3)连接处，用于测量在所述激振 器（1)预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力； 加速度传感器（5)，固定设置在所述质量块（3)上，用于测量所述质量块（3)在所述预 定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应； 振动测量器（6)，用于接收所述力传感器（4)和加速度传感器（5)传递的所述初始激励 力和初始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应分别转化成与所述预定激振 频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应； 处理器（7)，用于根据所述质量块（3)的质量、某一预定激振频率下的所述最终激励力 和所述最终加速度响应计算得到所述预定激振频率下所述隔振器（2)的刚度和阻尼。2. 根据权利要求1所述的测试装置，其特征在于，所述隔振器（2)的顶部固定设置在水 平的顶部支撑面上，所述顶部支撑面与所述底部支撑面相向设置。3. 根据权利要求2所述的测试装置，其特征在于，还包括： 转接接头（8)，固定设置在所述顶部支撑面的底部，所述隔振器（2)的顶部固定设置在 所述转接接头（8)的底部。4. 根据权利要求3所述的测试装置，其特征在于，所述隔振器（3)的顶部具有吊耳 (21)，所述隔振器（2)通过所述吊耳（21)固定连接至所述转接接头（8)底部。5. 根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述隔振器（2)包括由内至外层叠 布置的内壳体（22)、减振材料层（23)以及外壳体（24)，所述内壳体（22)的底部具有一突 起部（25)，依次贯穿所述减振材料层（23)和外壳体（24)，所述隔振器（2)通过所述突起部 (25)与所述质量块（2)的顶部固定连接。6. 根据权利要求1所述的测试装置，其特征在于，还包括： 激振器基座（9)，设置在所述激振器（1)与所述底部支撑面之间，且所述激振器（1)通 过所述激振器基座（9)水平固定设置在所述底部支撑面上。7. -种如权利要求1-6任一项所述飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的测试 方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤一、所述激振器（1)在所述时间历程内完整实现整个所述预定激振频率段的施 加； 步骤二、通过所述力传感器（4)测量在所述预定激振频率段作用下与所述时间历程相 关的初始激励力，同时，通过所述加速度传感器（5)测量所述质量块（3)在所述预定激振频 率段作用下与所述时间历程相关的初始加速度响应； 步骤三、所述振动测量器（6)接收所述力传感器（4)和加速度传感器（5)传递的所述 初始激励力和初始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应通过快速傅氏变换 方法分别转化成与所述预定激振频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度 响应； 步骤四、所述处理器（7)根据输入的所述质量块（3)的质量M、某一预定激振频率下的 所述最终激励力F(?)和所述最终加速度响应対iy)，并通过如下步骤和公式依次计算得到 所述预定激振频率下所述隔振器（2)的刚度K和阻尼C : 步骤4. 1、定义< I $ 其中，ω为圆周频率，ω = 2 π f，f为所述预定激振频率； 步骤4. 2、根据动力学方程級(叫+ (：:咖和心(叫+ =尸(》)定义复刚度： k(co) = Κ(ω) +iC(ω) ω ( II ) 其中，i是虚数单位； 步骤4. 3、公式II中的K和C都是与频率ω相关的实数，则得到M:(?) + /i (?)χ(?) = F(?)， 最终得到隔振器复刚度公式为(III) 步骤4.4将所述质量块（3)的质量M、所述预定激振频率值f、所述最终激励力F(?) 以及所述最终加速度响应i:(W)代入所述公式I和公式III得到隔振器复刚度k(ω )，再根据 公式II得到所述预定激振频率下所述隔振器（2)的刚度K和阻尼C。
【专利摘要】本发明涉及航空发动机安装系统动力学设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法，以解决目前的测试装置及测试方法测试过程复杂、费事费力的问题。本发明的测试装置及测试方法中，通过力传感器测量在激振器预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力，同时通过加速度传感器测量质量块在预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应；再通过振动测量器将初始激励力和初始加速度响应转化成与激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应，最后通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
【IPC分类】G01M7/02
【公开号】CN104897354
【申请号】CN201510350505
【发明人】吕奇峰
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月23日
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空发动机安装系统动力学设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机 隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法。
【背景技术】
[0002] 发动机是飞机的主要振源之一，它在为飞机提供动力的同时，也引起机体结构的 振动和噪声。降低发动机振动水平的常用方法是在安装结构中使用减振器，减振器的刚度、 阻尼等参数是安装系统动力学设计的重要指标，直接影响系统的减振效果。
[0003]目前，普遍采用的飞机发动机隔振装置刚度、阻尼等参数测试方法是振动台测量 法，即将质量块、飞机发动机隔振装置及试验台架安装在振动台上，振动台产生振动激励， 测试飞机发动机隔振装置输入与输出的振动加速度，可以得到飞机发动机隔振装置在该质 量特性下的共振频率点和共振放大倍数，根据共振频率和共振放大倍数可以得到飞机发动 机隔振装置的刚度与阻尼。但是，由于飞机发动机重量较大，需要用大质量的配重模拟发动 机重量，导致整个试验设备过重，需要大推力振动台才能完成试验测试工作，这样的大推力 振动台相对稀缺，导致测试过程复杂，费事费力。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是提供一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法， 以解决目前的测试装置及测试方法测试过程复杂、费事费力的问题。
[0005] 本发明的技术方案是：
[0006] 一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，包括：
[0007] 激振器，固定设置在水平的底部支撑面上，具有竖直向上的激振杆；
[0008] 隔振器，固定设置在所述激振器的竖直上方；
[0009] 质量块，具有一预定质量，顶部固定连接至所述隔振器底部，且位于所述隔振器的 竖直下方，所述激振杆的顶部固定连接至所述质量块底部；
[0010] 力传感器，设置在所述激振杆与所述质量块连接处，用于测量在所述激振器预定 激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力；
[0011] 加速度传感器，固定设置在所述质量块上，用于测量所述质量块在所述预定激振 频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应；
[0012] 振动测量器，用于接收所述力传感器和加速度传感器传递的所述初始激励力和初 始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应分别转化成与所述预定激振频率段 内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应；
[0013] 处理器，用于根据所述质量块的质量、某一预定激振频率下的所述最终激励力和 所述最终加速度响应计算得到所述预定激振频率下所述隔振器的刚度和阻尼。
[0014] 可选地，所述隔振器的顶部固定设置在水平的顶部支撑面上，所述顶部支撑面与 所述底部支撑面相向设置。
[0015] 可选地，所述的测试装置还包括：
[0016] 转接接头，固定设置在所述顶部支撑面的底部，所述隔振器的顶部固定设置在所 述转接接头的底部。
[0017] 可选地，所述隔振器的顶部具有吊耳，所述隔振器通过所述吊耳固定连接至所述 转接接头底部。
[0018] 可选地，所述隔振器包括由内至外层叠布置的内壳体、减振材料层以及外壳体，所 述内壳体的底部具有一突起部，依次贯穿所述减振材料层和外壳体，所述隔振器通过所述 突起部与所述质量块的顶部固定连接。
[0019] 可选地，所述的测试装置还包括：
[0020] 激振器基座，设置在所述激振器与所述底部支撑面之间，且所述激振器通过所述 激振器基座水平固定设置在所述底部支撑面上。
[0021] 本发明还提供了一种根据上述任一项所述飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试 装置的测试方法，包括如下步骤：
[0022] 步骤一、所述激振器在所述时间历程内完整实现整个所述预定激振频率段的施 加；
[0023] 步骤二、通过所述力传感器测量在所述预定激振频率段作用下与所述时间历程相 关的初始激励力，同时，通过所述加速度传感器测量所述质量块在所述预定激振频率段作 用下与所述时间历程相关的初始加速度响应；
[0024] 步骤三、所述振动测量器接收所述力传感器和加速度传感器传递的所述初始激励 力和初始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应通过快速傅氏变换方法分别 转化成与所述预定激振频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应；
[0025] 步骤四、所述处理器根据输入的所述质量块的质量M、某一预定激振频率下的所述 最终激励力F( ? )和所述最终加速度响应对W)，并通过如下步骤和公式依次计算得到所述 预定激振频率下所述隔振器的刚度K和阻尼C:
[0026] 步骤4.1、定义
[0027] 其中，w为圆周频率，《= 2Jrf，f为所述预定激振频率；
[0028] 步骤4 2、根据动力学方程
定义复刚度：
[0029] k (?) = K (?)+iC (?) ? (II)
[0030] 其中，i是虚数单位；
[0031] 步骤4 3、公式II中的K和C都是与频率《相关的实数，则得到
最终得到隔振器复刚度公式为
[0033]步骤4. 4将所述质量块（3)的质量M、所述预定激振频率值f、所述最终激励力F(?)以及所述最终加速度响应i:(W)代入所述公式I和公式III得到隔振器复刚度k(?)， 再根据公式II得到所述预定激振频率下所述隔振器的刚度K和阻尼C。
[0034] 本发明的有益效果：
[0035] 本发明的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法，通过力传感器测 量在所述激振器预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力，通过加速度传感器 测量所述质量块在所述预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应，再通过 振动测量器将初始激励力和初始加速度响应转化成与激振频率相关的最终激励力和最终 加速度响应，最后通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器 的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
【附图说明】
[0036] 图1是本发明飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的结构示意图；
[0037] 图2是本发明测试装置中隔振器与转接接头和质量块连接后的剖视图。
【具体实施方式】
[0038] 这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及 附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0039] 如图1和图2所示，本发明提供的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，可以 包括激振器1、隔振器2、质量块3、力传感器4、加速度传感器5、振动测量器6以及处理器 7〇
[0040] 激振器1可以选自已知的多种激振器中的一种；激振器1固定设置在水平的底部 支撑面上，例如地面或者其他支撑面；激振器1通常具有竖直向上的激振杆11，以传递激振 力。
[0041] 另外，在激振器1与底部支撑面之间还可以设置激振器基座9,激振器基座9可以 采用多种适合的结构形状，以加强安装的稳定性；激振器1通过激振器基座9水平固定设置 在底部支撑面上。
[0042] 隔振器2即为需要测试的已知的飞机发动机隔振器的一种；具体地，隔振器2可以 包括由内至外层叠布置的内壳体22、减振材料层23以及外壳体24 ;在内壳体22的底部具 有一突起部25,依次贯穿减振材料层23和外壳体24,最终隔振器2通过突起部25与质量 块2的顶部固定连接。
[0043] 隔振器2固定设置在激振器1的竖直上方。本实施例中，隔振器2的顶部固定设 置在水平的顶部支撑面上，顶部支撑面与底部支撑面相向设置，顶部支撑面可以是例如房 屋的天花板或者横梁底面等。
[0044] 进一步，本发明的测试装置还可以转接接头8,固定设置在顶部支撑面的底部，隔 振器2的顶部固定设置在转接接头8的底部。具体地，在隔振器3的顶部还可以具有一个 或者多个吊耳21，隔振器2通过吊耳21固定连接至转接接头8底部，使得连接更加方便和 牢固。
[0045] 质量块3具有一预定质量（根据需要模拟的飞机发动机质量而定），顶部固定连接 至隔振器2底部，且位于隔振器2的竖直下方，激振杆11的顶部固定连接至质量块3底部。
[0046] 力传感器4可以采用已经多种适合的力传感器，设置在激振杆11与质量块3连接 处，用于测量在激振器1预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力。其中，预定 激振频率段包括最小频率和做大频率，呈递增关系，例如预定激振频率段可以是5-2000Hz， 其中最小为5hz，最大为2000hz;时间历程指的是激振器1从5hz逐渐变大（每次变化的大 小可以根据需要进行调节，例如每秒变化0.lhz或者lhz等）到2000hz时所需要的时间， 这个过程又叫扫频，其中时间历程可以根据需要进行设定。
[0047] 加速度传感器5可以采用已经多种适合的加速度传感器，固定设置在质量块3上， 用于测量质量块3在上述预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应。
[0048] 振动测量器6为目前已知的测量器或测量系统，主要用于接收上述力传感器4和 加速度传感器5传递的初始激励力和初始加速度响应，并将初始激励力和初始加速度响应 通过快速傅氏变换（FFT)方法分别转化成与预定激振频率段内各个激振频率相关的最终 激励力和最终加速度响应。
[0049] 处理器7可以是多种时候的器部件，例如直接选择为一台计算机，相关数据可以 自动录入或者手动录入，通过相应的程序进行计算。 用于根据质量块3的质量、某一预定激 振频率下的最终激励力和最终加速度响应计算得到预定激振频率下隔振器2的刚度和阻 尼。
[0050] 本发明的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，通过对测量得到的与时间历 程相关的初始激励力和初始加速度响应进行转化，得到与频率相关的最终激励力和最终加 速度响应，最后再通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器 的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
[0051] 本发明还提供了一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的测试方法，包括 如下步骤：
[0052] 步骤一、激振器1在上述时间历程内完整实现整个预定激振频率段的施加。
[0053] 步骤二、通过力传感器4测量在预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激 励力，同时，通过加速度传感器5测量质量块3在预定激振频率段作用下与时间历程相关的 初始加速度响应。此时的初始激励力和初始加速度响应是与时间历程相对应的一组数据。
[0054] 步骤三、振动测量器6接收力传感器4和加速度传感器5传递的初始激励力和初 始加速度响应，并将初始激励力和初始加速度响应通过快速傅氏变换方法分别转化成与预 定激振频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应。此时的最终激励力和 最终加速度响应是与预定激振频率段内所有的激振频率相对应的一组数据。
[0055] 步骤四、处理器7根据输入的质量块3的质量M、某一预定激振频率（预定激振频 率段内的一个）下的最终激励力F(?)和最终加速度响应对W)，并通过如下步骤和公式依 次计算得到预定激振频率下所述隔振器2的刚度K和阻尼C:
[0056] 步骤4.1、定义
[0057] 其中，w为圆周频率，《= 2Jrf，f为所述预定激振频率；
[0058] 步骤4. 2、根据动力学方程+ + 定义复刚度：
[0059] k(?) =K(?)+iC(?) ? (II)
[0060] 其中，i是虚数单位；
[0061] 步骤4 3、公式II中的K和C都是与频率《相关的实数，则得到
最终得到隔振器复刚度公式为
[0063] 步骤4. 4将所述质量块3的质量M、所述预定激振频率值f、所述最终激励力F(?) 以及所述最终加速度响应対W)代入所述公式I和公式III得到隔振器复刚度k(?)，再根据 公式II得到所述预定激振频率下所述隔振器2的刚度K和阻尼C。
[0064] 需要说明的是，根据上述公式除了能够得到一个预定激振频率下隔振器2的刚度 K和阻尼C外，还能够得到预定激振频率段所有激振频率下的隔振器2的刚度K和阻尼C。 因此，本发明的飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的测试方法不仅能测得飞机发动 机隔振器在共振频率点的刚度与阻尼，还能够反映隔振器刚度、阻尼随频率的变化量。
[0065] 进一步，以某次试验数据33. 4Hz频率点数据举例，对隔振器刚度及阻尼的计算过 程进行详细说明。
[0066] 质量块3的质量M= 44. 7kg，传感器采集的数据是时间历程的激励力和加速度响 应，需要对其进行快速傅氏变换（FFT)，可以得到不同频率下的激励力F(?)和加速度响应 x(ro) 〇
[0067] 根据圆周频率《和角频率f的关系《 = 2Jrf?可知33. 4Hz的圆周频率《 = 23if= 23iX33.4 = 209. 7520rad/s，取 33. 4Hz出的激励力F(209. 7520)和加速度响应
，分）别为：F(2〇9.75 = 2〇) _2.I567 和
(数据来自振动测量器6) ;i是虚数单位。
[0068] 从而根据
_得到：
[0070]再根据
得到：
[0072] 则在33. 4Hz频率点，该隔振器的刚度K= 3. 0412e+006N/m;
[0073]再根据k(?)=K(?)+iC(?) ? 得到：209. 7520XC= 1. 2606e+005,最终得到阻
[0074] 以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何 熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应 涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为 准。
【主权项】
1. 一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置，其特征在于，包括： 激振器（1)，固定设置在水平的底部支撑面上，具有竖直向上的激振杆（11); 隔振器（2)，固定设置在所述激振器（1)的竖直上方； 质量块（3)，具有一预定质量，顶部固定连接至所述隔振器（2)底部，且位于所述隔振 器（2)的竖直下方，所述激振杆（11)的顶部固定连接至所述质量块（3)底部； 力传感器（4)，设置在所述激振杆（11)与所述质量块（3)连接处，用于测量在所述激振 器（1)预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力； 加速度传感器（5)，固定设置在所述质量块（3)上，用于测量所述质量块（3)在所述预 定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应； 振动测量器（6)，用于接收所述力传感器（4)和加速度传感器（5)传递的所述初始激励 力和初始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应分别转化成与所述预定激振 频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应； 处理器（7)，用于根据所述质量块（3)的质量、某一预定激振频率下的所述最终激励力 和所述最终加速度响应计算得到所述预定激振频率下所述隔振器（2)的刚度和阻尼。2. 根据权利要求1所述的测试装置，其特征在于，所述隔振器（2)的顶部固定设置在水 平的顶部支撑面上，所述顶部支撑面与所述底部支撑面相向设置。3. 根据权利要求2所述的测试装置，其特征在于，还包括： 转接接头（8)，固定设置在所述顶部支撑面的底部，所述隔振器（2)的顶部固定设置在 所述转接接头（8)的底部。4. 根据权利要求3所述的测试装置，其特征在于，所述隔振器（3)的顶部具有吊耳 (21)，所述隔振器（2)通过所述吊耳（21)固定连接至所述转接接头（8)底部。5. 根据权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述隔振器（2)包括由内至外层叠 布置的内壳体（22)、减振材料层（23)以及外壳体（24)，所述内壳体（22)的底部具有一突 起部（25)，依次贯穿所述减振材料层（23)和外壳体（24)，所述隔振器（2)通过所述突起部 (25)与所述质量块（2)的顶部固定连接。6. 根据权利要求1所述的测试装置，其特征在于，还包括： 激振器基座（9)，设置在所述激振器（1)与所述底部支撑面之间，且所述激振器（1)通 过所述激振器基座（9)水平固定设置在所述底部支撑面上。7. -种如权利要求1-6任一项所述飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置的测试 方法，其特征在于，包括如下步骤： 步骤一、所述激振器（1)在所述时间历程内完整实现整个所述预定激振频率段的施 加； 步骤二、通过所述力传感器（4)测量在所述预定激振频率段作用下与所述时间历程相 关的初始激励力，同时，通过所述加速度传感器（5)测量所述质量块（3)在所述预定激振频 率段作用下与所述时间历程相关的初始加速度响应； 步骤三、所述振动测量器（6)接收所述力传感器（4)和加速度传感器（5)传递的所述 初始激励力和初始加速度响应，并将所述初始激励力和初始加速度响应通过快速傅氏变换 方法分别转化成与所述预定激振频率段内各个激振频率相关的最终激励力和最终加速度 响应； 步骤四、所述处理器（7)根据输入的所述质量块（3)的质量M、某一预定激振频率下的 所述最终激励力F(?)和所述最终加速度响应対iy)，并通过如下步骤和公式依次计算得到 所述预定激振频率下所述隔振器（2)的刚度K和阻尼C : 步骤4. 1、定义< I $ 其中，ω为圆周频率，ω = 2 π f，f为所述预定激振频率； 步骤4. 2、根据动力学方程級(叫+ (：:咖和心(叫+ =尸(》)定义复刚度： k(co) = Κ(ω) +iC(ω) ω ( II ) 其中，i是虚数单位； 步骤4. 3、公式II中的K和C都是与频率ω相关的实数，则得到M:(?) + /i (?)χ(?) = F(?)， 最终得到隔振器复刚度公式为(III) 步骤4.4将所述质量块（3)的质量M、所述预定激振频率值f、所述最终激励力F(?) 以及所述最终加速度响应i:(W)代入所述公式I和公式III得到隔振器复刚度k(ω )，再根据 公式II得到所述预定激振频率下所述隔振器（2)的刚度K和阻尼C。
【专利摘要】本发明涉及航空发动机安装系统动力学设计技术领域，具体涉及一种飞机发动机隔振器刚度及阻尼的测试装置及测试方法，以解决目前的测试装置及测试方法测试过程复杂、费事费力的问题。本发明的测试装置及测试方法中，通过力传感器测量在激振器预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始激励力，同时通过加速度传感器测量质量块在预定激振频率段作用下与时间历程相关的初始加速度响应；再通过振动测量器将初始激励力和初始加速度响应转化成与激振频率相关的最终激励力和最终加速度响应，最后通过最终激励力和最终加速度响应计算得到在该预定激振频率下隔振器的刚度和阻尼，测试装置结构简单，测试方法步骤简单。
【IPC分类】G01M7/02
【公开号】CN104897354
【申请号】CN201510350505
【发明人】吕奇峰
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月23日
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