1.本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统及控制方法。
背景技术：2.飞机在使用过程中会受到由于滑跑、突风、机动、着陆撞击以及坐舱增压等所造成的重复载荷的作用，出于这些重复载荷的作用，飞机结构局部应力集中区、有缺陷区等部位就会产生由于交变应力引起的疲劳裂纹，交变应力的继续作用，使疲劳裂纹不断扩展而导致疲劳破坏，这就是常说的飞机结构的疲劳。
3.振动疲劳问题是航空结构件失效的主要问题之一，因而需要对结构件进行振动疲劳测试试验，飞机振动疲劳测试试验时，结构件一般通过根部固接在基础上，为有效的对结构件顶部施加达到预计的振动载荷，大型航空结构件的振动激励往往采用响应控制方式进行加载；考虑到保护结构件的要求，激振器和试验件无法通过螺栓或者其他方式固定连接，振动激励加载需采用柔性连接方式与试验件活动连接；然而，对于大载荷振动疲劳测试试验，柔性连接方式在受到较大拉力载荷时存在容易脱落的问题，从而导致振动载荷无法加载，限制了飞机振动疲劳测试试验的有效进行。
技术实现要素：4.针对上述存在的技术问题，本发明提供了飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统及控制方法。
5.本发明的技术方案为：飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，包括底座、激振器、柔性连接件、固定组件、试验件和plc控制器；激振器设置有两个，两个激振器分别设置在底座上端面两侧，且两个激振器相对的一侧均设置有激振杆，两个激振杆上均套设有振动盘；柔性连接件设置有两个，柔性连接件包括对接杆、柔性盘和真空吸盘；两个柔性盘分别一一对应套设在两个对接杆上，两个柔性盘的周向均滑动卡接有数个套设有阻尼弹簧的推动杆，且两个柔性盘分别通过其周向的各个推动杆与两个振动盘一一对应固定连接，两个对接杆的一端分别与两个激振杆一一对应抵接；两个真空吸盘分别通过调节件活动设置在两个对接杆的另一端；固定组件包括定位盒和活动夹板，定位盒设置在底座上端面中部，定位盒上端面中部贯穿设置有定位座，定位盒内部卡接有与定位座底端抵接的缓冲弹簧；活动夹板设置有两个，两个活动夹板分别活动铰接在定位盒的上端面两侧，且两个活动夹板分别通过拉板与定位座的两个侧壁活动铰接，两个活动夹板相对的一侧均活动铰接有数个夹持滚轮；试验件卡接在两个真空吸盘之间，且试验件底端与定位座上端面抵接；试验件与其中一个真空吸盘连接处设置有加速度传感器；plc控制器分别与激振器和加速度传感器电性连接。
6.进一步地，底座内部滑动卡接有升降座，升降座顶端贯穿底座，激振器和固定组件均设置在升降座上，升降座左右两端均设置有贯穿底座的支撑柱，底座左右两个侧臂上均设置有为支撑柱提供移动空间的滑槽和为支撑柱提供动力的液压油缸；利用液压油缸推动支撑柱沿滑槽上下移动，从而能够实现对激振器和柔性连接件高度的调节，使得本发明能够对试验件进行不同高度振动激励的加载。
7.进一步地，定位盒上端面且位于两个活动夹板的前后两侧均设置有锁止板，各个锁止板上设置弧形齿槽，两个活动夹板的侧壁上均转动卡接有能够与对应侧的弧形齿槽啮合的锁止齿轮，各个锁止板内部均滑动卡接有能够与对应侧的锁止齿轮啮合的锁止齿条，各个锁止板顶部均螺纹连接有用于推动其内部的锁止齿条移动的锁止螺杆；当活动夹板在拉板的拉动作用下而旋转时，锁止齿轮在弧形齿槽内转动，以此提高活动夹板转动时的稳定性；同时，当两个活动夹板上的夹持滚轮与试验件抵接后，利用锁止螺杆推动锁止齿条下移后与对应侧的锁止齿轮啮合锁止，以此实现两个活动夹板的锁止，从而避免了飞机振动疲劳测试过程中试验件松动，提高了飞机振动疲劳测试试验结果的可靠性。
8.进一步地，调节件包括调节部和连接部，调节部一端设置有与对接杆螺纹连接的丝杆，另一端设置有齿圈，连接部一端与真空吸盘转动卡接，另一端与调节部转动卡接，连接部上转动卡接有调节座，调节座上设置有与齿圈啮合的调节齿轮；旋转调节座，利用调节齿轮带动齿圈旋转，从而使调节部带动丝杆旋转，以此实现真空吸盘对试验件夹紧程度调节的便利性。
9.进一步地，升降座上端面活动卡接有移动座，移动座的两侧均设置有导向杆，导向杆外部套设有挤压弹簧，两个对接杆的下端均设置有贯穿底座且与移动座上端面固定连接的加固杆，当两个激振器向试验件交替施加推力载荷时，移动座随试验件的振动在升降座上往复移动，从而对试验件形成保护作用。
10.进一步地，每一个导向杆上均套设有两个挤压弹簧和两个拨动板，同一个导向杆上的两个拨动板位于两个挤压弹簧之间，各个拨动板均贯穿升降座和底座，位于底座同侧的各个拨动板之间通过调节丝杠连接；通过调节同一导向杆上两个拨动板之间的距离，能够对挤压弹簧的挤压力度进行调节，从而能够根据激振器的振动激励大小对移动座的移动距离进行调节。
11.进一步地，柔性盘上与各个推动杆连接处均设置有导向管，各个导向管的内壁上均转动卡接有数个导向轮，各个推动杆的外壁上与导向轮位置对应处均设置有导向槽；通过在柔性盘上设置导向管和导向滚轮，有利于提高推动杆在柔性盘上移动时的流畅性，从而减小了推动杆对飞机振动疲劳测试试验结果的干扰。
12.进一步地，锁止螺杆上套设有解锁弹簧；通过设置锁止弹簧，有利于锁止齿条与锁止齿轮的快速脱离，从而便于对试验件进行移除，有利于提高飞机振动疲劳测试试验效率。
13.进一步地，同一个柔性盘上的推动杆的自由端通过连接环连接；通过设置连接环，能够保证各个推动杆振动频率的一致性，从而提高了试验件表面振动激励加载的均匀性。
14.本发明还提供了飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统的控制方法，包括以下步骤：s1、将试验件放置在定位座上，定位座在试验件的压力作用下向下移动后压缩缓冲弹簧；定位座移动过程中通过两个拉板拉动两个活动夹板相互靠近，利用两个活动夹板
上的夹持滚轮对试验件进行固定；s2、利用两个调节件分别调节对应侧的真空吸盘与试验件之间的距离，使两个真空吸盘分别紧贴试验件的两个侧壁；然后在试验件与其中一个真空吸盘连接处粘贴加速度传感器；s3、分别将两个激振器外部电源连接，并通过plc控制器控制两个激振器开启，plc控制器根据加速度传感器发出的加速度信号，分别对两个激振器发出控制信号，使两个激振器向对应侧的两个对接杆交替施加推力载荷，以此实现飞机振动疲劳测试试验中振动激励的控制。
15.与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：第一、本发明的控制系统结构设计合理，通过在激振杆和试验件之间设置柔性连接件，在保护试验件的前提下，解决了传统柔性连接方式无法承受拉力对试验件进行振动激励加载的问题，通过两个激振器对试验件的两个侧面进行振动疲劳载荷的交替加载，提高了飞机振动疲劳测试试验的可靠性；第二、本发明利用真空吸盘和固定组件同时对试验件进行夹持固定，有效提高了飞机振动疲劳测试试验过程中试验件的稳定性，对于提高测试试验结果的准确性具有积极的促进作用；第三、本发明通过在柔性盘周向活动设置数个与振动盘固定连接的推动杆，实现了振动盘与对接杆之间的柔性连接，从而使得飞机振动疲劳测试试验过程中振动疲劳载荷的施加更加均匀。
附图说明
16.图1是本发明的控制方法流程图；图2是本发明的纵剖图；图3是发明的主视图；图4是本发明的左视图；图5是本发明的移动座与升降座的连接示意图；图6是本发明的柔性盘与对接杆的连接示意图；图7是本发明的推动杆与导向管的连接示意图；图8是本发明的推动杆在柔性盘的分布图；图9是本发明的调节件的结构示意图；图10是本发明的固定组件与试验件的连接示意图；图11是本发明的锁止板与活动夹板的连接示意图；图12是本发明图3中a处的局部放大示意图；图13是本发明的锁止齿条与锁止板的连接示意图；其中，1-底座、10-升降座、100-支撑柱、101-滑槽、11-液压油缸、12-移动座、120-挤压弹簧、121-导向杆、122-加固杆、123-拨动板、124-调节丝杠、2-激振器、20-激振杆、21-振动盘、3-柔性连接件、30-对接杆、31-柔性盘、310-阻尼弹簧、311-推动杆、312-导向管、3120-导向轮、313-连接环、32-真空吸盘、33-调节件、330-调节部、331-连接部、332-丝杆、333-齿圈、334-调节座、335-调节齿轮、4-固定组件、40-定位盒、41-活动夹板、410-拉板、
411-夹持滚轮、412-锁止齿轮、42-定位座、420-缓冲弹簧、43-锁止板、430-弧形齿槽、431-锁止齿条、432-锁止螺杆、4320-解锁弹簧、5-试验件。
具体实施方式
17.实施例1如图2、3、6所示的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，包括底座1、激振器2、柔性连接件3、固定组件4、试验件5和plc控制器；激振器2设置有两个，两个激振器2分别设置在底座1上端面两侧，且两个激振器2相对的一侧均设置有激振杆20，两个激振杆20上均套设有振动盘21；如图2、3、9所示，柔性连接件3设置有两个，柔性连接件3包括对接杆30、柔性盘31和真空吸盘32；两个柔性盘31分别一一对应套设在两个对接杆30上，两个柔性盘31的周向均滑动卡接有6个套设有阻尼弹簧310的推动杆311，且两个柔性盘31分别通过其周向的各个推动杆311与两个振动盘21一一对应固定连接，两个对接杆30的一端分别与两个激振杆20一一对应抵接；两个真空吸盘32分别通过调节件33活动设置在两个对接杆30的另一端；调节件33包括调节部330和连接部331，调节部330一端设置有与对接杆30螺纹连接的丝杆332，另一端设置有齿圈333，连接部331一端与真空吸盘32转动卡接，另一端与调节部330转动卡接，连接部331上转动卡接有调节座334，调节座334上设置有与齿圈333啮合的调节齿轮335；如图2、3、10、11所示，固定组件4包括定位盒40和活动夹板41，定位盒40设置在底座1上端面中部，定位盒40上端面中部贯穿设置有定位座42，定位盒40内部卡接有与定位座42底端抵接的缓冲弹簧420；活动夹板41设置有两个，两个活动夹板41分别活动铰接在定位盒40的上端面两侧，且两个活动夹板41分别通过拉板410与定位座42的两个侧壁活动铰接，两个活动夹板41相对的一侧均活动铰接有3个夹持滚轮411；如图2所示，试验件5卡接在两个真空吸盘32之间，且试验件5底端与定位座42上端面抵接；试验件5与其中一个真空吸盘32连接处设置有加速度传感器；plc控制器分别与激振器2和加速度传感器电性连接，plc控制器、激振器2和加速度传感器均为市售产品。
18.实施例2本实施例记载的是实施例1的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统的控制方法，包括以下步骤：s1、将试验件5放置在定位座42上，定位座42在试验件5的压力作用下向下移动后压缩缓冲弹簧420；定位座42移动过程中通过两个拉板410拉动两个活动夹板41相互靠近，利用两个活动夹板41上的夹持滚轮411对试验件5进行固定；s2、分别旋转两个旋转调节座334，利用调节齿轮335带动齿圈333旋转，从而使调节部330带动丝杆332旋转，从而对两个真空吸盘32与试验件5之间的距离进行调节，使两个真空吸盘32分别紧贴试验件的两个侧壁；然后在试验件5与其中一个真空吸盘32连接处粘贴加速度传感器；s3、分别将两个激振器2外部电源连接，并通过plc控制器控制两个激振器2开启，plc控制器根据加速度传感器发出的加速度信号，分别对两个激振器2发出控制信号，使两
个激振器2向对应侧的两个对接杆30交替施加推力载荷，以此实现飞机振动疲劳测试试验中振动激励的控制。
19.实施例3本实施例与实施例1不同之处在于：如图2、4所示，底座1内部滑动卡接有升降座10，升降座10顶端贯穿底座1，激振器2和固定组件4均设置在升降座10上，升降座10左右两端均设置有贯穿底座1的支撑柱100，底座1左右两个侧臂上均设置有为支撑柱100提供移动空间的滑槽101和为支撑柱100提供动力的液压油缸11；实施例4本实施例记载的是实施例3的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统的控制方法，与实施例2不同之处在于：步骤s1之前，根据试验件5振动疲劳载荷的施加要求，利用液压油缸11推动支撑柱100沿滑槽101上下移动，从而对激振器2和柔性连接件3高度进行调节，使得两个真空吸盘32夹持在试验件5上的指定位置。
20.实施例5本实施例与实施例1不同之处在于：如图12、13所示，定位盒40上端面且位于两个活动夹板41的前后两侧均设置有锁止板43，各个锁止板43上设置弧形齿槽430，两个活动夹板41的侧壁上均转动卡接有能够与对应侧的弧形齿槽430啮合的锁止齿轮412，各个锁止板43内部均滑动卡接有能够与对应侧的锁止齿轮412啮合的锁止齿条431，各个锁止板43顶部均螺纹连接有用于推动其内部的锁止齿条431移动的锁止螺杆432；锁止螺杆432上套设有解锁弹簧4320。
21.实施例6本实施例记载的是实施例5的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统的控制方法，与实施例2不同之处在于：步骤s1中，当两个活动夹板41上的夹持滚轮411与试验件5抵接后，利用锁止螺杆432推动锁止齿条431下移后与对应侧的锁止齿轮412啮合锁止，以此实现两个活动夹板41的锁止。
22.实施例7本实施例与实施例3不同之处在于：如图2、3、5所示，升降座10上端面活动卡接有移动座12，移动座12的两侧均设置有导向杆121，导向杆121外部套设有挤压弹簧120，两个对接杆30的下端均设置有贯穿底座1且与移动座12上端面固定连接的加固杆122，每一个导向杆121上均套设有两个挤压弹簧120和两个拨动板123，同一个导向杆121上的两个拨动板123位于两个挤压弹簧120之间，各个拨动板123均贯穿升降座10和底座1，位于底座1同侧的各个拨动板123之间通过调节丝杠124连接。
23.实施例8本实施例记载的是实施例7的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统的控制方法，与实施例2不同之处在于：步骤s3中，当两个激振器2向试验件5交替施加推力载荷时，移动座12随试验件5的
振动在升降座10上往复移动；同时，根据激振器2的振动激励大小，利用调节丝杠124调节同一导向杆121上两个拨动板123之间的距离，实现挤压弹簧120挤压力度的调节。
24.实施例9本实施例与实施例1不同之处在于：如图6、7、8所示，柔性盘31上与各个推动杆311连接处均设置有导向管312，各个导向管312的内壁上均转动卡接有6个导向轮3120，各个推动杆311的外壁上与导向轮3120位置对应处均设置有导向槽；同一个柔性盘31上的推动杆311的自由端通过连接环313连接。
技术特征：1.飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，包括底座（1）、激振器（2）、柔性连接件（3）、固定组件（4）、试验件（5）和plc控制器；所述激振器（2）设置有两个，两个激振器（2）分别设置在所述底座（1）上端面两侧，且两个激振器（2）相对的一侧均设置有激振杆（20），两个所述激振杆（20）上均套设有振动盘（21）；所述柔性连接件（3）设置有两个，柔性连接件（3）包括对接杆（30）、柔性盘（31）和真空吸盘（32）；两个所述柔性盘（31）分别一一对应套设在两个对接杆（30）上，两个柔性盘（31）的周向均滑动卡接有数个套设有阻尼弹簧（310）的推动杆（311），且两个柔性盘（31）分别通过其周向的各个推动杆（311）与两个振动盘（21）一一对应固定连接，两个对接杆（30）的一端分别与两个激振杆（20）一一对应抵接；两个所述真空吸盘（32）分别通过调节件（33）活动设置在两个对接杆（30）的另一端；所述固定组件（4）包括定位盒（40）和活动夹板（41），所述定位盒（40）设置在底座（1）上端面中部，定位盒（40）上端面中部贯穿设置有定位座（42），定位盒（40）内部卡接有与定位座（42）底端抵接的缓冲弹簧（420）；所述活动夹板（41）设置有两个，两个活动夹板（41）分别活动铰接在定位盒（40）的上端面两侧，且两个活动夹板（41）分别通过拉板（410）与定位座（42）的两个侧壁活动铰接，两个活动夹板（41）相对的一侧均活动铰接有数个夹持滚轮（411）；所述试验件（5）卡接在两个真空吸盘（32）之间，且试验件（5）底端与定位座（42）上端面抵接；试验件（5）与其中一个真空吸盘（32）连接处设置有加速度传感器；所述plc控制器分别与激振器（2）和加速度传感器电性连接。2.根据权利要求1所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，所述底座（1）内部滑动卡接有升降座（10），所述升降座（10）顶端贯穿底座（1），所述激振器（2）和固定组件（4）均设置在升降座（10）上，升降座（10）左右两端均设置有贯穿底座（1）的支撑柱（100），底座（1）左右两个侧臂上均设置有为支撑柱（100）提供移动空间的滑槽（101）和为支撑柱（100）提供动力的液压油缸（11）。3.根据权利要求1所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，所述定位盒（40）上端面且位于两个活动夹板（41）的前后两侧均设置有锁止板（43），各个所述锁止板（43）上设置弧形齿槽（430），两个活动夹板（41）的侧壁上均转动卡接有能够与对应侧的弧形齿槽（430）啮合的锁止齿轮（412），各个锁止板（43）内部均滑动卡接有能够与对应侧的锁止齿轮（412）啮合的锁止齿条（431），各个锁止板（43）顶部均螺纹连接有用于推动其内部的锁止齿条（431）移动的锁止螺杆（432）。4.根据权利要求1所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，所述调节件（33）包括调节部（330）和连接部（331），所述调节部（330）一端设置有与对接杆（30）螺纹连接的丝杆（332），另一端设置有齿圈（333），所述连接部（331）一端与真空吸盘（32）转动卡接，另一端与调节部（330）转动卡接，连接部（331）上转动卡接有调节座（334），所述调节座（334）上设置有与齿圈（333）啮合的调节齿轮（335）。5.根据权利要求2所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，所述升降座（10）上端面活动卡接有移动座（12），所述移动座（12）的两侧均设置有导向杆（121），所述导向杆（121）外部套设有挤压弹簧（120），两个所述对接杆（30）的下端均设置有贯穿底座（1）且与移动座（12）上端面固定连接的加固杆（122）。
6.根据权利要求5所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，每一个所述导向杆（121）上均套设有两个挤压弹簧（120）和两个拨动板（123），同一个导向杆（121）上的两个所述拨动板（123）位于两个挤压弹簧（120）之间，各个拨动板（123）均贯穿升降座（10）和底座（1），位于底座（1）同侧的各个拨动板（123）之间通过调节丝杠（124）连接。7.根据权利要求1所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，所述柔性盘（31）上与各个推动杆（311）连接处均设置有导向管（312），各个所述导向管（312）的内壁上均转动卡接有数个导向轮（3120），各个推动杆（311）的外壁上与所述导向轮（3120）位置对应处均设置有导向槽。8.根据权利要求3所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统，其特征在于，所述锁止螺杆（432）上套设有解锁弹簧（4320）。9.根据权利要求1-8任意一项所述的飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：s1、将试验件（5）放置在定位座（42）上，定位座（42）在试验件（5）的压力作用下向下移动后压缩缓冲弹簧（420）；定位座（42）移动过程中通过两个拉板（410）拉动两个活动夹板（41）相互靠近，利用两个活动夹板（41）上的夹持滚轮（411）对试验件（5）进行固定；s2、利用两个调节件（33）分别调节对应侧的真空吸盘（32）与试验件（5）之间的距离，使两个真空吸盘（32）分别紧贴试验件的两个侧壁；然后在试验件（5）与其中一个真空吸盘（32）连接处粘贴加速度传感器；s3、分别将两个激振器（2）外部电源连接，并通过plc控制器控制两个激振器（2）开启，plc控制器根据加速度传感器发出的加速度信号，分别对两个激振器（2）发出控制信号，使两个激振器（2）向对应侧的两个对接杆（30）交替施加推力载荷，以此实现飞机振动疲劳测试试验中振动激励的控制。
技术总结本发明公开了飞机振动疲劳测试中推退式振动激励控制系统及控制方法，属于飞机测试技术领域，控制系统包括底座、两个分别设在底座两侧，且均设有激振杆的激振器、分别与两个激振器活动连接的柔性连接件、设在底座中部的固定组件、设在两个柔性连接件之间且与固定组件卡接的试验件和与激振器电性连接的PLC控制器；本发明的控制系统结构设计合理，能够对试验件左右两侧交替加载振动激励，在保护试验件的同时实现了振动激励的施加目的，适宜推广使用。用。用。
技术研发人员：代承霖 李凯翔 黄文超 刘小川 何石
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2022.06.01
技术公布日：2022/7/5
