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用于振动有限元模型修正航空电子设备工作模态测量方法
【专利摘要】一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，步骤如下：一：布置响应测试点，贴装压电式加速度传感器：在其电路板上布置n个响应测试点，每个响应测试点处贴装压电式加速度传感器；二：安装航空电子设备和测试设备，搭建成工作模态测试平台；三：采集该航空电子设备在随机振动条件下的时域响应数据；四：利用模态辨识软件进行数据处理，获取航空电子设备的工作模态参数；通过以上步骤，构建了一个用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量系统，完成从随机振动信号产生到时域响应数据采集，从时域响应数据样本到互谱函数生成，再到航空电子设备工作模态参数识别的全过程。该方法实现在线模态识别，节省测试时间和费用。
【专利说明】用于振动有限元模型修正航空电子设备工作模态测量方法
【技术领域】
[0001]本发明提供一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，该方法主要研究的是在输入激励信息未知的情况下，仅通过振动试验输出的时域响应数据求解生成包含模态信息的互谱函数，来辨识航空电子设备的工作模态，用于修正可靠性仿真试验中的振动有限元模型，同时也可以作为航空电子设备振动设计改进的依据，属于基于故障物理的可靠性评估【技术领域】。
【背景技术】
[0002]模态分析是通过计算或试验来获取模态参数的过程，是一种研究结构动力特性的方法，是系统辨别方法在工程振动领域中的应用。其中，通过试验，利用采集的系统输入与输出信号获取模态参数，称为试验模态分析；仅利用采集的系统输出信号来进行模态参数辨别，则称为工作模态分析。可见，试验模态分析方法需要利用激励和响应的完整信息进行参数识别，但对于某些实际工程结构，很难甚至无法获得输入激励的完整信息。而工作模态分析仅需测试振动响应数据，且这些数据直接来源于结构实际所经受的振动工作环境，因而识别结果更符合实际情况和边界条件，这就解决了传统分析方法中输入不可测的问题。
[0003]工作模态分析方法主要包括随机减量法、多参考点复指数法、特征系统实现算法、峰值拾取法、时间序列分析法、NExT(自然激励技术法)等，目前已用于航天、桥梁、建筑、机械等领域。航空电子设备的振动仿真有限元计算主要包括模态计算和随机振动响应计算。由于建模过程中对复杂结构的简化，有限元模型与实际设备之间存在一定的差距，为了保证有限元模型的准确性，需要进行模态测试以及随机响应测试来修正有限元模型。目前工程上首先采用的锤击法测量模态，而后将航空电子设备固定在振动试验台上施加随机振动来获得响应数据。这种两步试验测试的方法需要多种设备，试验步骤繁琐，工作量较大。
[0004]本专利提出一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，可以在设备工作状态下，例如随机振动情况下，获得时域响应数据，利用多项式算法辨识模态并得到航空电子设备的随机响应。获得的模态和随机响应可用于振动有限元模型的修正，也可以用于振动设计改进以及振动状态的在线监控。

【发明内容】

[0005]1、目的:本发明的目的在于提供一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，该方法利用现有的软硬件设备搭建成工作模态测试平台，仅依赖振动试验时域响应数据，生成包含航空电子设备模态信息的互谱函数，利用多项式算法来辨识航空电子设备的工作模态，用于改进设计，校核航空电子设备可靠性仿真试验的振动有限元模型，修正有限元计算结果，为实现工作模态和振动响应的同时校核提供可能。
[0006]2、技术方案:本发明是通过以下技术方案实现的，首先安装航空电子设备和测试设备，搭建成工作模态测试平台，将压电式加速度传感器贴装在航空电子设备的印制电路板上，航空电子设备通过卡具固定在振动试验台上，通过线缆实现振动控制系统与振动试验台、压电式加速度传感器与数据采集设备的连接；接着进行试验，采集航空电子设备在振动激励下产生的时域响应数据，利用振动控制系统产生随机振动信号，经由功率放大器来驱动振动试验台，利用数据采集设备输出航空电子设备的时域响应数据；最后在模态辨识软件中进行数据处理，获取航空电子设备的工作模态参数。
[0007]本发明一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，其具体步骤如下:
[0008]步骤一:布置响应测试点，贴装压电式加速度传感器:在航空电子设备的电路板上布置η个响应测试点，该η个范围为5 < η < 30 ;每个响应测试点处贴装一个压电式加速度传感器；
[0009]步骤二:安装航空电子设备和测试设备，搭建成工作模态测试平台，其具体做法是:
[0010]a)将航空电子设备通过卡具固定到振动试验台上；
[0011]b)用线缆将振动控制系统连接到振动试验台上；
[0012]c)用线缆将压电式加速度传感器连接到数据采集设备上；
[0013]步骤三:采集该航空电子设备在随机振动条件下的时域响应数据:由振动控制系统产生随机振动信号，该随机振动信号的谱型与该航空电子设备可靠性仿真试验随机振动谱型一致，加载方向为航空电子设备印制电路板法线方向，利用数据采集设备输出航空电子设备的时域响应数据。
[0014]步骤四:利用模态辨识软件进行数据处理，获取航空电子设备的工作模态参数。其获取步骤如下:
[0015]a)利用模态辨识软件的绘图模块建立航空电子设备的印制电路板模型，在该模型上设置响应测试点，这里的响应测试点与试验设备上的响应测试点一致，并对这些响应测试点依次进行编号；
[0016]b)选择一个响应测试点为参考响应点，利用谱计算模块计算生成互谱函数；
[0017]c)采用峰值函数法确定模态阶数；选择多项式算法识别各阶模态和阻尼，并拟合计算留数，检查之后保存振型；通过模态置信准则(MAC)来判断识别结果的准确程度，最后保存以上计算结果。
[0018]通过以上四个步骤，构建了一个用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量系统，该系统利用现有的软件和硬件设备，完成从随机振动信号产生到时域响应数据采集，从时域响应数据样本到互谱函数生成，再到航空电子设备工作模态参数识别的全过程。
[0019]其中，在步骤2中所述的“振动控制系统”，是选用现有的振动控制系统，如LDS、VENZO 等。
[0020]其中，在步骤2中所述的“数据采集设备”，是选用现有的数据采集设备，如DataPhysics、BBM、SOMAT 等。
[0021]其中，在步骤4中所述的“模态辨识软件”，是选用现有的模态辨识软件，如ME，scope、Vib，SYS 等。
[0022]3、优点及功效:本发明一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，具有以下优点:[0023]a.从随机振动响应试验中就可以获取航空电子设备的工作模态信息，避免了目前航空电子设备振动有限元模型修正时模态和随机振动响应分别进行试验测量的方式，从而节省了测试时间和费用，加快了航空电子设备的研制流程。
[0024]b.利用实时响应数据进行航空电子设备工作模态的辨识，使模态分析由传统的主要针对静止的设备扩展到用于现场运行的结构，不仅可以实现在线模态识别，还能更加准确地反映航空电子设备的实际动态特性，可用于航空电子设备的在线健康监测和损伤诊断。
【专利附图】

【附图说明】
[0025]图1是本发明的方法流程图。
[0026]图2是航空电子设备工作模态测试装置示意图。
[0027]图3是航空电子设备印制电路板模型图。
[0028]图4是互谱曲线图。
[0029]图5是电源模块第一阶模态动画图。
[0030]图6是电源模块第二阶模态动画图。
[0031]图7是电源模块第二阶模态动画图。
[0032]图中符号、代号说明如下:
[0033]图3、5、6、7中的国、園......区蓮等表示响应测试点的编号。
【具体实施方式】
[0034]下面将结合附图和实例对本发明做进一步的详细说明。
[0035]以下实例针对的航空电子设备是某航空参数处理设备，该设备主要负责采集信息并进行信号处理，由箱体、电路板、母板，继电器盒和航插组成，其中主要有5种模块，分别为电源模块、数字信号模块、模拟信号模块、CPU模块以及功率转换模块。实例按照如图1所示的流程对该航空参数处理设备整机进行工作模态辨识。
[0036]本发明一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，如图1所示，具体步骤如下:
[0037]步骤一:在航空参数处理设备上布置响应测试点，贴装压电式加速度传感器。由于分析对象是结构较为简单的印制电路板，这里采用传统的均分布置法布置了 16个响应测试点，并用硬性粘接剂在每个响应测试点处贴装一个型号为EndevCO7703A-50的压电式加速度传感器。
[0038]步骤二:安装航空参数处理设备和测试设备，搭建成工作模态测试平台，如图2所不，其具体做法是:
[0039]a)将该航空参数处理设备通过卡具固定到振动试验台上；
[0040]b)用线缆将LDS振动控制系统连接到振动试验台上；
[0041]c)用线缆将压电式加速度传感器连接到Data Physics730数据采集设备上。
[0042]步骤三:加载随机振动信号，采集该航空参数处理设备在随机振动条件下的时域响应数据。由LDS振动控制系统产生随机振动信号，该随机振动信号的谱型与该航空参数处理设备可靠性仿真试验随机振动谱型一致，加载方向为该航空参数处理设备印制电路板法线方向。利用Data PhysiCs730数据采集设备输出该航空参数处理设备的实时振动响应数据，格式为.uff。
[0043]步骤四:利用ME’ scope模态辨识软件进行数据处理，获取该航空参数处理设备的工作模态参数。其获取步骤如下:
[0044]a)利用ME’scope模态辨识软件的绘图模块建立该航空参数处理设备的印制电路板模型，在该模型上设置响应测试点，这里的响应测试点与试验设备上的响应测试点一致，并对这些响应测试点依次进行编号，如图3所示。
[0045]b)选择一个响应测试点为参考响应点,利用谱计算模块计算生成互谱函数,其中，某响应测试点与其参考点的互谱曲线如图4所示。
[0046]c)利用互谱函数，结合多项式算法，确定该航空参数处理设备的工作模态参数，并进行检查和保存。采用峰值函数法中的幅值或虚部估计，确定模态阶数；选择多项式算法分频段识别各阶模态和阻尼；选择多项式算法拟合计算留数，检查之后保存振型，振型表见表
I;通过模态置信准则(MAC)来判断识别结果的准确程度，如表2所示；最后检查和保存以上计算结果。还可根据需要，关联测试数据与结构模型，将各阶振型进行动画显示，其中，电源模块的前三阶振型动画截图见图5~图7。
[0047]表1航空参数处理设备工作模态振型表
[0048]
【权利要求】
1.一种用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量方法，其特征在于:其具体步骤如下: 步骤一:布置响应测试点，贴装压电式加速度传感器:在航空电子设备的电路板上布置η个响应测试点，每个响应测试点处贴装一个压电式加速度传感器； 步骤二:安装航空电子设备和测试设备，搭建成工作模态测试平台，其具体做法是: a)将航空电子设备通过卡具固定到振动试验台上； b)用线缆将振动控制系统连接到振动试验台上； c)用线缆将压电式加速度传感器连接到数据采集设备上； 步骤三:采集该航空电子设备在随机振动条件下的时域响应数据:由振动控制系统产生随机振动信号，该随机振动信号的谱型与该航空电子设备可靠性仿真试验随机振动谱型一致，加载方向为航空电子设备印制电路板法线方向，利用数据采集设备输出航空电子设备的时域响应数据； 步骤四:利用模态辨识软件进行数据处理，获取航空电子设备的工作模态参数；其获取步骤如下: a)利用模态辨识软件的绘图模块建立航空电子设备的印制电路板模型，在该模型上设置响应测试点，这里的响应测试点与试验设备上的响应测试点一致，并对这些响应测试点依次进行编号； b)选择一个响应测试点为参考响应点，利用谱计算模块计算生成互谱函数； c)采用峰值函数法确定模态阶数；选择多项式算法识别各阶模态和阻尼，并拟合计算留数，检查之后保存振型；通过模态置信准则即MAC来判断识别结果的准确程度，最后保存以上计算结果； 通过以上四个步骤，构建了一个用于振动有限元模型修正的航空电子设备工作模态测量系统，该系统利用现有的软件和硬件设备，完成从随机振动信号产生到时域响应数据采集，从时域响应数据样本到互谱函数生成，再到航空电子设备工作模态参数识别的全过程。
2.根据权利要求1所述的一种表贴焊点MC热疲劳概率故障物理模型建立方法，其特征在于:在步骤一中所述的“在航空电子设备的电路板上布置η个响应测试点”，该η个范围为5≤η≤30。
【文档编号】G01M7/02GK103983412SQ201410238286
【公开日】2014年8月13日 申请日期:2014年5月30日 优先权日:2014年5月30日
【发明者】陈颖, 高蕾, 袁增辉, 王自力 申请人:北京航空航天大学