用于振動有限元模型修正航空電子設備工作模態測量方法
【專利摘要】一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，步驟如下：一：布置響應測試點，貼裝壓電式加速度傳感器：在其電路板上布置n個響應測試點，每個響應測試點處貼裝壓電式加速度傳感器；二：安裝航空電子設備和測試設備，搭建成工作模態測試平臺；三：采集該航空電子設備在隨機振動條件下的時域響應數據；四：利用模態辨識軟件進行數據處理，獲取航空電子設備的工作模態參數；通過以上步驟，構建了一個用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量系統，完成從隨機振動信號產生到時域響應數據采集，從時域響應數據樣本到互譜函數生成，再到航空電子設備工作模態參數識別的全過程。該方法實現在線模態識別，節省測試時間和費用。
【專利說明】用于振動有限元模型修正航空電子設備工作模態測量方法
【技術領域】
[0001]本發明提供一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，該方法主要研究的是在輸入激勵信息未知的情況下，僅通過振動試驗輸出的時域響應數據求解生成包含模態信息的互譜函數，來辨識航空電子設備的工作模態，用于修正可靠性仿真試驗中的振動有限元模型，同時也可以作為航空電子設備振動設計改進的依據，屬于基于故障物理的可靠性評估【技術領域】。
【背景技術】
[0002]模態分析是通過計算或試驗來獲取模態參數的過程，是一種研究結構動力特性的方法，是系統辨別方法在工程振動領域中的應用。其中，通過試驗，利用采集的系統輸入與輸出信號獲取模態參數，稱為試驗模態分析；僅利用采集的系統輸出信號來進行模態參數辨別，則稱為工作模態分析。可見，試驗模態分析方法需要利用激勵和響應的完整信息進行參數識別，但對于某些實際工程結構，很難甚至無法獲得輸入激勵的完整信息。而工作模態分析僅需測試振動響應數據，且這些數據直接來源于結構實際所經受的振動工作環境，因而識別結果更符合實際情況和邊界條件，這就解決了傳統分析方法中輸入不可測的問題。
[0003]工作模態分析方法主要包括隨機減量法、多參考點復指數法、特征系統實現算法、峰值拾取法、時間序列分析法、NExT(自然激勵技術法)等，目前已用于航天、橋梁、建筑、機械等領域。航空電子設備的振動仿真有限元計算主要包括模態計算和隨機振動響應計算。由于建模過程中對復雜結構的簡化，有限元模型與實際設備之間存在一定的差距，為了保證有限元模型的準確性，需要進行模態測試以及隨機響應測試來修正有限元模型。目前工程上首先采用的錘擊法測量模態，而后將航空電子設備固定在振動試驗臺上施加隨機振動來獲得響應數據。這種兩步試驗測試的方法需要多種設備，試驗步驟繁瑣，工作量較大。
[0004]本專利提出一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，可以在設備工作狀態下，例如隨機振動情況下，獲得時域響應數據，利用多項式算法辨識模態并得到航空電子設備的隨機響應。獲得的模態和隨機響應可用于振動有限元模型的修正，也可以用于振動設計改進以及振動狀態的在線監控。
【發明內容】
[0005]1、目的:本發明的目的在于提供一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，該方法利用現有的軟硬件設備搭建成工作模態測試平臺，僅依賴振動試驗時域響應數據，生成包含航空電子設備模態信息的互譜函數，利用多項式算法來辨識航空電子設備的工作模態，用于改進設計，校核航空電子設備可靠性仿真試驗的振動有限元模型，修正有限元計算結果，為實現工作模態和振動響應的同時校核提供可能。
[0006]2、技術方案:本發明是通過以下技術方案實現的，首先安裝航空電子設備和測試設備，搭建成工作模態測試平臺，將壓電式加速度傳感器貼裝在航空電子設備的印制電路板上，航空電子設備通過卡具固定在振動試驗臺上，通過線纜實現振動控制系統與振動試驗臺、壓電式加速度傳感器與數據采集設備的連接；接著進行試驗，采集航空電子設備在振動激勵下產生的時域響應數據，利用振動控制系統產生隨機振動信號，經由功率放大器來驅動振動試驗臺，利用數據采集設備輸出航空電子設備的時域響應數據；最后在模態辨識軟件中進行數據處理，獲取航空電子設備的工作模態參數。
[0007]本發明一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，其具體步驟如下:
[0008]步驟一:布置響應測試點，貼裝壓電式加速度傳感器:在航空電子設備的電路板上布置η個響應測試點，該η個范圍為5 < η < 30 ;每個響應測試點處貼裝一個壓電式加速度傳感器；
[0009]步驟二:安裝航空電子設備和測試設備，搭建成工作模態測試平臺，其具體做法是:
[0010]a)將航空電子設備通過卡具固定到振動試驗臺上；
[0011]b)用線纜將振動控制系統連接到振動試驗臺上；
[0012]c)用線纜將壓電式加速度傳感器連接到數據采集設備上；
[0013]步驟三:采集該航空電子設備在隨機振動條件下的時域響應數據:由振動控制系統產生隨機振動信號，該隨機振動信號的譜型與該航空電子設備可靠性仿真試驗隨機振動譜型一致，加載方向為航空電子設備印制電路板法線方向，利用數據采集設備輸出航空電子設備的時域響應數據。
[0014]步驟四:利用模態辨識軟件進行數據處理，獲取航空電子設備的工作模態參數。其獲取步驟如下:
[0015]a)利用模態辨識軟件的繪圖模塊建立航空電子設備的印制電路板模型，在該模型上設置響應測試點，這里的響應測試點與試驗設備上的響應測試點一致，并對這些響應測試點依次進行編號；
[0016]b)選擇一個響應測試點為參考響應點，利用譜計算模塊計算生成互譜函數；
[0017]c)采用峰值函數法確定模態階數；選擇多項式算法識別各階模態和阻尼，并擬合計算留數，檢查之后保存振型；通過模態置信準則(MAC)來判斷識別結果的準確程度，最后保存以上計算結果。
[0018]通過以上四個步驟，構建了一個用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量系統，該系統利用現有的軟件和硬件設備，完成從隨機振動信號產生到時域響應數據采集，從時域響應數據樣本到互譜函數生成，再到航空電子設備工作模態參數識別的全過程。
[0019]其中，在步驟2中所述的“振動控制系統”，是選用現有的振動控制系統，如LDS、VENZO 等。
[0020]其中，在步驟2中所述的“數據采集設備”，是選用現有的數據采集設備，如DataPhysics、BBM、SOMAT 等。
[0021]其中，在步驟4中所述的“模態辨識軟件”，是選用現有的模態辨識軟件，如ME，scope、Vib，SYS 等。
[0022]3、優點及功效:本發明一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，具有以下優點:[0023]a.從隨機振動響應試驗中就可以獲取航空電子設備的工作模態信息，避免了目前航空電子設備振動有限元模型修正時模態和隨機振動響應分別進行試驗測量的方式，從而節省了測試時間和費用，加快了航空電子設備的研制流程。
[0024]b.利用實時響應數據進行航空電子設備工作模態的辨識，使模態分析由傳統的主要針對靜止的設備擴展到用于現場運行的結構，不僅可以實現在線模態識別，還能更加準確地反映航空電子設備的實際動態特性，可用于航空電子設備的在線健康監測和損傷診斷。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0025]圖1是本發明的方法流程圖。
[0026]圖2是航空電子設備工作模態測試裝置示意圖。
[0027]圖3是航空電子設備印制電路板模型圖。
[0028]圖4是互譜曲線圖。
[0029]圖5是電源模塊第一階模態動畫圖。
[0030]圖6是電源模塊第二階模態動畫圖。
[0031]圖7是電源模塊第二階模態動畫圖。
[0032]圖中符號、代號說明如下:
[0033]圖3、5、6、7中的國、園......區蓮等表示響應測試點的編號。
【具體實施方式】
[0034]下面將結合附圖和實例對本發明做進一步的詳細說明。
[0035]以下實例針對的航空電子設備是某航空參數處理設備，該設備主要負責采集信息并進行信號處理，由箱體、電路板、母板，繼電器盒和航插組成，其中主要有5種模塊，分別為電源模塊、數字信號模塊、模擬信號模塊、CPU模塊以及功率轉換模塊。實例按照如圖1所示的流程對該航空參數處理設備整機進行工作模態辨識。
[0036]本發明一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，如圖1所示，具體步驟如下:
[0037]步驟一:在航空參數處理設備上布置響應測試點，貼裝壓電式加速度傳感器。由于分析對象是結構較為簡單的印制電路板，這里采用傳統的均分布置法布置了 16個響應測試點，并用硬性粘接劑在每個響應測試點處貼裝一個型號為EndevCO7703A-50的壓電式加速度傳感器。
[0038]步驟二:安裝航空參數處理設備和測試設備，搭建成工作模態測試平臺，如圖2所不，其具體做法是:
[0039]a)將該航空參數處理設備通過卡具固定到振動試驗臺上；
[0040]b)用線纜將LDS振動控制系統連接到振動試驗臺上；
[0041]c)用線纜將壓電式加速度傳感器連接到Data Physics730數據采集設備上。
[0042]步驟三:加載隨機振動信號，采集該航空參數處理設備在隨機振動條件下的時域響應數據。由LDS振動控制系統產生隨機振動信號，該隨機振動信號的譜型與該航空參數處理設備可靠性仿真試驗隨機振動譜型一致，加載方向為該航空參數處理設備印制電路板法線方向。利用Data PhysiCs730數據采集設備輸出該航空參數處理設備的實時振動響應數據，格式為.uff。
[0043]步驟四:利用ME’ scope模態辨識軟件進行數據處理，獲取該航空參數處理設備的工作模態參數。其獲取步驟如下:
[0044]a)利用ME’scope模態辨識軟件的繪圖模塊建立該航空參數處理設備的印制電路板模型，在該模型上設置響應測試點，這里的響應測試點與試驗設備上的響應測試點一致，并對這些響應測試點依次進行編號，如圖3所示。
[0045]b)選擇一個響應測試點為參考響應點,利用譜計算模塊計算生成互譜函數,其中，某響應測試點與其參考點的互譜曲線如圖4所示。
[0046]c)利用互譜函數，結合多項式算法，確定該航空參數處理設備的工作模態參數，并進行檢查和保存。采用峰值函數法中的幅值或虛部估計，確定模態階數；選擇多項式算法分頻段識別各階模態和阻尼；選擇多項式算法擬合計算留數，檢查之后保存振型，振型表見表
I;通過模態置信準則(MAC)來判斷識別結果的準確程度，如表2所示；最后檢查和保存以上計算結果。還可根據需要，關聯測試數據與結構模型，將各階振型進行動畫顯示，其中，電源模塊的前三階振型動畫截圖見圖5~圖7。
[0047]表1航空參數處理設備工作模態振型表
[0048]
【權利要求】
1.一種用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量方法，其特征在于:其具體步驟如下: 步驟一:布置響應測試點，貼裝壓電式加速度傳感器:在航空電子設備的電路板上布置η個響應測試點，每個響應測試點處貼裝一個壓電式加速度傳感器； 步驟二:安裝航空電子設備和測試設備，搭建成工作模態測試平臺，其具體做法是: a)將航空電子設備通過卡具固定到振動試驗臺上； b)用線纜將振動控制系統連接到振動試驗臺上； c)用線纜將壓電式加速度傳感器連接到數據采集設備上； 步驟三:采集該航空電子設備在隨機振動條件下的時域響應數據:由振動控制系統產生隨機振動信號，該隨機振動信號的譜型與該航空電子設備可靠性仿真試驗隨機振動譜型一致，加載方向為航空電子設備印制電路板法線方向，利用數據采集設備輸出航空電子設備的時域響應數據； 步驟四:利用模態辨識軟件進行數據處理，獲取航空電子設備的工作模態參數；其獲取步驟如下: a)利用模態辨識軟件的繪圖模塊建立航空電子設備的印制電路板模型，在該模型上設置響應測試點，這里的響應測試點與試驗設備上的響應測試點一致，并對這些響應測試點依次進行編號； b)選擇一個響應測試點為參考響應點，利用譜計算模塊計算生成互譜函數； c)采用峰值函數法確定模態階數；選擇多項式算法識別各階模態和阻尼，并擬合計算留數，檢查之后保存振型；通過模態置信準則即MAC來判斷識別結果的準確程度，最后保存以上計算結果； 通過以上四個步驟，構建了一個用于振動有限元模型修正的航空電子設備工作模態測量系統，該系統利用現有的軟件和硬件設備，完成從隨機振動信號產生到時域響應數據采集，從時域響應數據樣本到互譜函數生成，再到航空電子設備工作模態參數識別的全過程。
2.根據權利要求1所述的一種表貼焊點MC熱疲勞概率故障物理模型建立方法，其特征在于:在步驟一中所述的“在航空電子設備的電路板上布置η個響應測試點”，該η個范圍為5≤η≤30。
【文檔編號】G01M7/02GK103983412SQ201410238286
【公開日】2014年8月13日 申請日期:2014年5月30日 優先權日:2014年5月30日
【發明者】陳穎, 高蕾, 袁增輝, 王自力 申請人:北京航空航天大學
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