振動(dòng)試飛數(shù)據(jù)歸納方法及在振動(dòng)耐久試驗(yàn)中的應(yīng)用

雷曉波，張霞妹，李 密，文 敏，雷蒂遠(yuǎn)

（中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安 710089）

振動(dòng)試飛數(shù)據(jù)歸納方法及在振動(dòng)耐久試驗(yàn)中的應(yīng)用

雷曉波，張霞妹，李 密，文 敏，雷蒂遠(yuǎn)

（中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安 710089）

基于現(xiàn)有國軍標(biāo)和數(shù)理統(tǒng)計(jì)原理，給出了振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納流程中若干環(huán)節(jié)的具體實(shí)現(xiàn)方法，建立了周期振動(dòng)和隨機(jī)振動(dòng)試飛數(shù)據(jù)歸納方法。通過選取具有代表性的實(shí)測振動(dòng)數(shù)據(jù)樣本，結(jié)合建立的歸納方法來獲取振動(dòng)耐久試驗(yàn)譜圖，并以某進(jìn)氣道測量耙振動(dòng)試飛為例，給出其具體實(shí)現(xiàn)方法?；谡駝?dòng)等效加速理論，以耐久試驗(yàn)譜圖為等效標(biāo)準(zhǔn),采用均方根為加速因子對試飛振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行等效加速計(jì)算，得出各個(gè)飛行架次耙體振動(dòng)等效時(shí)間，結(jié)果表明:不同架次振動(dòng)等效時(shí)間差異大。振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法為振動(dòng)試飛鑒定提供了重要的方法支持,振動(dòng)耐久譜歸納方法和等效時(shí)間計(jì)算方法為獲取飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)部件耐久試驗(yàn)條件提供了新的方法。

振動(dòng)與波；振動(dòng)試飛；振動(dòng)歸納方法；耐久譜；進(jìn)氣道測量耙；加速因子

振動(dòng)疲勞引起的各類故障和事故一直是困擾飛行安全的重要因素之一，也是提高飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命亟需解決的難題之一[1–2]。要分析研究飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞問題，不但對飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行科學(xué)合理的歸納分析，得出飛行環(huán)境下的振動(dòng)譜圖和規(guī)律，而且需要依據(jù)振動(dòng)環(huán)境譜開展地面振動(dòng)模擬試驗(yàn)，為分析結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞問題提供重要依據(jù)。GJB150.16A-2009振動(dòng)試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)明確規(guī)定：振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)應(yīng)盡可能采用實(shí)測數(shù)據(jù)或已有數(shù)據(jù)，在未有實(shí)測數(shù)據(jù)的情況下可采用給出的通用試驗(yàn)條件[3–5]。在國內(nèi)，飛機(jī)部件和設(shè)備在開展振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)時(shí)大多采用通用條件，而沒有采用相似部件的飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)，其中重要的原因是未能夠?qū)Υ罅康恼駝?dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行科學(xué)歸納。另一方面，在飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)試飛鑒定時(shí)，需要根據(jù)大量的振動(dòng)數(shù)據(jù)做出振動(dòng)合格與否的鑒定結(jié)論，而振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法在一定程度上決定著鑒定結(jié)論的科學(xué)性，因此有必要建立科學(xué)的振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法。GJB/Z126—1999《振動(dòng)、沖擊環(huán)境測量數(shù)據(jù)歸納方法》[6]（簡稱GJB/Z126）提出的統(tǒng)計(jì)容差法是振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納從傳統(tǒng)的上限包絡(luò)到用統(tǒng)計(jì)概念進(jìn)行歸納的飛躍[7–8]，雖然國內(nèi)學(xué)者提出各種飛機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法[9–11]，但GJB/Z126由于其歸納方法和程序的嚴(yán)謹(jǐn)性，且經(jīng)過美軍大量的工程應(yīng)用，目前仍然是最科學(xué)的振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法。本文依據(jù)GJB/Z126歸納方法，結(jié)合數(shù)理統(tǒng)計(jì)原理，針對某些細(xì)節(jié)問題給出合理具體的操作方法，建立了隨機(jī)振動(dòng)和周期振動(dòng)試飛數(shù)據(jù)歸納方法和具體實(shí)現(xiàn)過程。另一方面，利用實(shí)測振動(dòng)數(shù)據(jù)建立部件振動(dòng)耐久譜圖，基于振動(dòng)等效加速理論對所有架次振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行等效處理，獲取整架次的振動(dòng)等效時(shí)間，從而為飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)部件振動(dòng)耐久試驗(yàn)提供試驗(yàn)條件，充分發(fā)揮試飛數(shù)據(jù)對設(shè)計(jì)和研制過程的支撐作用。

1 振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納樣本的篩選方法

篩選振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納樣本之前，可采用經(jīng)典功率譜中的Welch方法來獲取隨機(jī)振動(dòng)功率譜，采用快速傅里葉變換獲取周期振動(dòng)頻譜。

1.1 隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納樣本的篩選方法

按照GJB/Z126的規(guī)定，隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)在歸納之前，需要對數(shù)據(jù)源進(jìn)行剔除篩選，形成振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納樣本。歸納樣本需滿足：在分析頻帶內(nèi)，同一振動(dòng)通道各次測量數(shù)據(jù)的功率譜密度PSD應(yīng)服從卡方分布。

建立的具體篩選過程如下：將每組數(shù)據(jù)頻段內(nèi)所有譜線的功率譜密度值G(k,u)(k代表譜線編號(hào)，u為振動(dòng)數(shù)據(jù)編號(hào))累加求和，記作Spsd；取合適的置信參數(shù)α，采用雙邊假設(shè)對所有數(shù)據(jù)進(jìn)行假設(shè)檢驗(yàn)。如假設(shè)成立則將所有數(shù)據(jù)都作為歸納樣本，如假設(shè)不成立則剔除最大/小值數(shù)據(jù)個(gè)體，并對剩余樣本進(jìn)行卡方分布假設(shè)檢驗(yàn)，并剔除不合格數(shù)據(jù)，直至所有剩余樣本滿足卡方分布，最終形成歸納樣本。

圖1為32組某進(jìn)氣道測量耙振動(dòng)數(shù)據(jù)的Spsd，令α=0.05，查表有，即32組數(shù)滿足卡方分布檢驗(yàn)。從圖1可以看出，樣本之間Spsd差異大、波動(dòng)范圍寬。

圖1 典型飛行動(dòng)作耙體振動(dòng)Spsd對比

由于卡方分布與置信度的選取有很大關(guān)系，假設(shè)令α=0.1，那么圖1將有1個(gè)點(diǎn)被剔除，而該振動(dòng)數(shù)據(jù)Spsd值之所以很大，是大迎角飛行導(dǎo)致的進(jìn)氣道進(jìn)氣畸變造成的，也就是說該數(shù)據(jù)是正確的振動(dòng)數(shù)據(jù)?？梢钥闯?，如果置信參數(shù)α選取不當(dāng)，將會(huì)造成更多的正確數(shù)據(jù)被剔除，在其他結(jié)構(gòu)振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納中也出現(xiàn)過類似問題。根據(jù)大量的分析統(tǒng)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，建議將置信參數(shù)α選為0.1～0.01，對所有數(shù)據(jù)進(jìn)行卡方假設(shè)檢驗(yàn)篩選形成歸納樣本，采用這種方式可以最大限度保證歸納樣本中振動(dòng)數(shù)據(jù)的全面性和代表性。

1.2 周期振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納樣本的篩選方法

按照GJB/Z126-1999的規(guī)定，周期振動(dòng)數(shù)據(jù)在歸納之前，需要對數(shù)據(jù)源進(jìn)行剔除篩選，形成振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納樣本。歸納樣本需滿足：在分析頻帶內(nèi)，同一振動(dòng)通道各次測量的線譜（線譜指周期性信號(hào)傅立葉系數(shù)的絕對值組成的離散譜）應(yīng)服從正態(tài)分布。

表1 某發(fā)動(dòng)機(jī)中介機(jī)匣周期振動(dòng)數(shù)據(jù)Fu和Xu統(tǒng)計(jì)值

建立的篩選過程具體如下：將每一個(gè)體數(shù)據(jù)頻段內(nèi)所有譜線幅值A(chǔ)(k，u)(k代表譜線編號(hào)，u為振動(dòng)數(shù)據(jù)編號(hào))累加求和，記作Fu。選取合適置信參數(shù)α，采用雙邊正態(tài)分布假設(shè)檢驗(yàn)對所有數(shù)據(jù)進(jìn)行檢驗(yàn)，剔除不合格數(shù)據(jù)個(gè)體，并對剩余樣本再次進(jìn)行正態(tài)分布假設(shè)檢驗(yàn)，并剔除不合格數(shù)據(jù)，直至所有剩余樣本滿足正態(tài)分布，最終形成歸納樣本。表1列舉某發(fā)動(dòng)機(jī)中介機(jī)匣振動(dòng)頻譜的Fu值，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布公式，其中為Fu的平均值，S為Fu的標(biāo)準(zhǔn)差，取α=0.1，查表可知-1.645≤Xu≤1.645，從表1可知第一組數(shù)據(jù)不滿足正態(tài)分布，故剔除。

2 振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法

GJB/Z126-1999提到：可根據(jù)相關(guān)數(shù)理判斷準(zhǔn)則將若干通道歸為一個(gè)歸并通道。本文認(rèn)為該處理方法并不科學(xué)，理由如下：數(shù)理方法只是輔助工具，必須重點(diǎn)考慮結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性，只有振動(dòng)特性相同或相似的通道才可以合成一個(gè)歸并通道，而振動(dòng)特性是否相似，需要根據(jù)大量的頻譜分析和統(tǒng)計(jì)分析才能得出，僅根據(jù)數(shù)理判斷準(zhǔn)則來考察兩個(gè)通道振動(dòng)特性是否相同或相似，較為片面。因此本文認(rèn)為不需要進(jìn)行通道歸并環(huán)節(jié)，而是將不同通道數(shù)據(jù)分開處理為宜，這樣也避免了通道歸并后各通道振動(dòng)特征的湮沒或削弱。

2.1 隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法

隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法包括實(shí)測譜歸納方法和規(guī)范譜歸納方法。

2.1.1 隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)實(shí)測譜歸納方法

對特征樣本數(shù)據(jù)的G(k,u)（k為譜線編號(hào)，k=1,2,3…N;u為振動(dòng)數(shù)據(jù)編號(hào)，u=1,2,3…U）做式(1)變換，得到近似服從正態(tài)分布的樣本

按式(2)對樣本x（k,u）進(jìn)行均值和方差估計(jì)

按公式(3)計(jì)算置信度為(1-α)，分位點(diǎn)為β的容限系數(shù)Fs，Zβ為滿足Pro[Z≤Zβ]=β的正態(tài)分布分位點(diǎn)

則該樣本容差上限為

根據(jù)式(4)得出該振動(dòng)通道的實(shí)測振動(dòng)功率譜。

2.1.2 隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)規(guī)范譜歸納方法

2.1.2.1 相鄰線譜總體假設(shè)檢驗(yàn)

與實(shí)測譜不同，規(guī)范譜需要對所有數(shù)據(jù)相鄰譜線的x（k,u）進(jìn)行總體假設(shè)檢驗(yàn)。按公式(5)對相鄰譜線的均值和方差進(jìn)行計(jì)算

根據(jù)數(shù)理統(tǒng)計(jì)定理有，如果特征樣本中第k條譜線和第k+1條譜線的PSD屬于同一總體，則F(k,k+1)應(yīng)服從F(U-1,U-1)的F分布，t(k,k+1)服從t(2U-2)的中心t分布，檢驗(yàn)公式為

如果滿足式(6)條件，則將第k條譜線和第k+1條譜線歸并在同一平直頻段內(nèi)，該頻段內(nèi)的譜線幅值都相同，否則不歸并到同一頻段內(nèi)。設(shè)該特征樣本N條譜線最后形成H個(gè)頻段，每一平直頻帶起止譜線編號(hào)為kh1、kh2，頻帶內(nèi)譜線數(shù)共dc條，則該平直頻段內(nèi)的數(shù)據(jù)x（k,u）近似服從正態(tài)分布。

2.1.2.2 平直頻段容差上限估計(jì)

按照式(7)估算平直頻段內(nèi)所有譜線的均值和方差

按式(8)計(jì)算置信度為(1-α)，分位點(diǎn)為β的容限系數(shù)Fg(k)，Zβ為滿足Pro[Z≤Zβ]=β的正態(tài)分布分位點(diǎn)

該振動(dòng)通道平直段每條譜線PSD容差上限估計(jì)為

最終在雙對數(shù)坐標(biāo)下，將相鄰平直段連起來即得到隨機(jī)振動(dòng)規(guī)范譜。

按照隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納方法，編制了隨機(jī)振動(dòng)數(shù)據(jù)歸納程序。以某進(jìn)氣道測量耙振動(dòng)試飛為例，選取了100組振動(dòng)功率譜數(shù)據(jù)，圖2為α選取0.1時(shí)進(jìn)氣道測量耙體振動(dòng)實(shí)測譜和規(guī)范譜圖，可以看出頻率小于550 Hz時(shí)規(guī)范譜圖平直段較寬，而大于550 Hz的頻段規(guī)范譜雜亂，但通過圖2中的放大圖可看出這一頻段依然存在平直段，規(guī)范譜雜亂是由該頻段內(nèi)譜線幅值變化劇烈造成的。

圖2 耙體振動(dòng)實(shí)測譜和規(guī)范譜

2.2 周期振動(dòng)實(shí)測譜歸納方法

周期振動(dòng)實(shí)測譜歸納方法和過程與隨機(jī)振動(dòng)實(shí)測譜歸納相似。對某測點(diǎn)特征樣本A(k,u)（k為譜線編號(hào)，k=1,2,3…N；u為振動(dòng)數(shù)據(jù)編號(hào)，u=1,2,3…U），按式(10)進(jìn)行均值和方差估計(jì)

按公式(11)計(jì)算置信度為(1-α)，分位點(diǎn)為β的容限系數(shù)Fz，Zβ為滿足Pro[Z≤Zβ]=β的正態(tài)分布分位點(diǎn)

則該振動(dòng)通道容差上限為

將所有譜線的振動(dòng)容差上限連接起來即可得出振動(dòng)通道實(shí)測譜。圖3為某發(fā)動(dòng)機(jī)10組中介機(jī)匣周期振動(dòng)數(shù)據(jù)極值包絡(luò)譜和實(shí)測譜對比圖。

圖3 某發(fā)動(dòng)機(jī)中介機(jī)匣振動(dòng)極值包絡(luò)譜和實(shí)測譜對比

3 振動(dòng)耐久試驗(yàn)條件的確定方法

GJB150.16A-2008規(guī)定裝備振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)需要包括功能試驗(yàn)和耐久試驗(yàn)，其中功能試驗(yàn)需要代表環(huán)境壽命周期內(nèi)最惡劣的振動(dòng)工況，根據(jù)功能性試驗(yàn)的要求，最大限度的包含最嚴(yán)酷情況，可以選取置信度為0.995的頻譜圖作為試驗(yàn)條件依據(jù)。耐久試驗(yàn)?zāi)康氖强己瞬考趯?shí)驗(yàn)室振動(dòng)環(huán)境下能否在規(guī)定的工作時(shí)間而不遭受損傷，因此耐久試驗(yàn)的關(guān)鍵在于獲取能夠代表實(shí)際振動(dòng)環(huán)境的耐久譜圖，以及以耐久譜為基準(zhǔn)的等效時(shí)間。

3.1 振動(dòng)耐久譜圖的確定方法

耐久試驗(yàn)一個(gè)重要條件即確定耐久譜，原則上推薦使用壽命期環(huán)境剖面LCEP作為振動(dòng)耐久試驗(yàn)譜。對于飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)部件振動(dòng)試飛，由于結(jié)構(gòu)振動(dòng)特征與飛機(jī)狀態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)有關(guān)，大多情況下結(jié)構(gòu)LCEP會(huì)存在若干種差異較大的振動(dòng)譜圖，如果結(jié)構(gòu)振動(dòng)具有多種振動(dòng)譜圖，那么應(yīng)進(jìn)行這幾種譜圖和試驗(yàn)時(shí)間組合的耐久試驗(yàn)。由于國內(nèi)振動(dòng)試驗(yàn)設(shè)備和各種因素的限制，絕大多數(shù)試飛用部件和機(jī)載設(shè)備的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)往往只選取一、二種譜圖來開展耐久試驗(yàn)[5,8]，此耐久譜圖應(yīng)具有廣泛的代表性，并能充分反映飛行中振動(dòng)特征。以某進(jìn)氣道測量耙隨機(jī)振動(dòng)試飛為例，選取具有代表性的100組數(shù)據(jù)作為耐久譜圖歸納樣本，置信度取0.9，得到的耐久譜圖如圖2中規(guī)范譜，該譜圖涵蓋了大部分母體振動(dòng)強(qiáng)度和特征，符合耐久試驗(yàn)對耐久譜圖的要求，即耐久譜圖要全面反映實(shí)際振動(dòng)環(huán)境的特點(diǎn)。

考慮到圖2中550 Hz～2 000 Hz范圍內(nèi)規(guī)范譜平直頻段分布雜亂，且出現(xiàn)個(gè)別頻率點(diǎn)PSD高達(dá)0.576 g2/Hz，如果將該譜圖作為振動(dòng)臺(tái)振動(dòng)激勵(lì)波形，那么將大大增振動(dòng)試驗(yàn)難度，因此需要進(jìn)一步對該頻段進(jìn)行處理。參考文獻(xiàn)[12]給出的上升下降包絡(luò)譜來處理該頻段，將歸納后的圖形劃分為一個(gè)上升譜、一個(gè)下降譜、一個(gè)平直段，如圖4所示，在雙對數(shù)坐標(biāo)系下，上升段、平直段與下降段面積公式為

其中m=L/3，L為譜線的斜率，上升譜和下降譜斜率相同，在雙對數(shù)坐標(biāo)系下，振動(dòng)試驗(yàn)所用譜線斜率單位為dB/Oct，斜率L為

圖4 上升下降包絡(luò)譜處理示意圖

當(dāng)L=3時(shí)下降譜計(jì)算公式為

根據(jù)歸納前后譜圖面積或總均方根相等，將歸納前該頻段功率譜密度曲線所圍成的面積記作At，根據(jù)At=A1+A2+A3可給出歸納后的譜圖，經(jīng)反復(fù)多次調(diào)整上升譜和下降譜斜率，最終將斜率L定為9，平直段頻率范圍為1 000 Hz～1 200 Hz，根據(jù)斜率和平直段起止頻率即可計(jì)算出Wa、Wd?？紤]到1 129 Hz處功率譜密度高達(dá)0.578 g2/Hz，顯然屬于周期振動(dòng)成分，在此將該頻率點(diǎn)附近譜線的PSD作為一窄帶周期振動(dòng)處理，幅值大小采用多點(diǎn)幅值平均化，因此At需減去該窄帶譜線的PSD值，最終處理后的耐久譜如圖5所示。

圖5 處理前后的耙體振動(dòng)試驗(yàn)?zāi)途米V對比

3.2 振動(dòng)耐久試驗(yàn)時(shí)間的確定方法

振動(dòng)疲勞按照振動(dòng)頻率與結(jié)構(gòu)固有頻率的關(guān)系，可分為靜態(tài)疲勞、振動(dòng)疲勞、聲疲勞三大類。根據(jù)目前的研究進(jìn)展，對于特定頻率下振動(dòng)疲勞累積損傷的研究已經(jīng)較為成熟，但復(fù)雜隨機(jī)振動(dòng)累積損傷卻依然未能形成通用有效的方法，目前國內(nèi)外和國軍標(biāo)大多采用加速因子來近似等效獲得振動(dòng)累積損傷[13]。振動(dòng)等效的理論依據(jù)是等效的振動(dòng)所經(jīng)歷的疲勞損傷總量必須相等，相應(yīng)的，基于累積損傷相等的等效方法可由常規(guī)疲勞的理論導(dǎo)出，振動(dòng)能級(jí)與時(shí)間的確切關(guān)系為[3–4]

加速因子λ由材料的S-N曲線和材料阻尼曲線確定。根據(jù)文獻(xiàn)[3]，多數(shù)材料加速因子規(guī)定如下：采用正弦振動(dòng)加速度峰值時(shí)，W1、W2單位為g，加速因子λ取6；采用功率譜密度時(shí)，W1、W2單位為g2/Hz，加速因子λ取4；采用總均方根加速度時(shí)，W1、W2單位為g，加速因子λ取7.3。

由于振動(dòng)參數(shù)采樣率高，在處理飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)時(shí)常采用截取若干小段數(shù)據(jù)來分析，如采用功率譜密度作為加速因子，大量的數(shù)據(jù)截取、功率譜計(jì)算會(huì)需要大量的資源配置，在實(shí)際數(shù)據(jù)處理中不具有操作性。而采用均方根作為加速因子則會(huì)大幅度減少運(yùn)算量，便于實(shí)際應(yīng)用。具體實(shí)施過程為：將所有試飛振動(dòng)數(shù)據(jù)作為樣本容量，以每1秒的數(shù)據(jù)作為歸納數(shù)據(jù)單元（在此過程將瞬態(tài)過程當(dāng)作穩(wěn)態(tài)過程處理，其對計(jì)算結(jié)果影響可予以忽略），得出均方根值序列，以耐久譜圖作為等效基準(zhǔn)，利用式(16)計(jì)算出等效時(shí)間。

以某進(jìn)氣道測量耙隨機(jī)振動(dòng)試飛為例，根據(jù)上述流程得出的部分架次振動(dòng)等效時(shí)間如表2所示。從等效時(shí)間比可以看出，不同架次振動(dòng)等效時(shí)間差異很大，從一定程度上也反映了飛行過程中耙體振動(dòng)影響因素很多，變化規(guī)律復(fù)雜。20個(gè)架次振動(dòng)試飛共計(jì)1 154.2 min，加速等效處理后時(shí)間為84.3 min。對于結(jié)構(gòu)相似的新型耙體振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)，采用耐久譜圖和等效加速時(shí)間為條件進(jìn)行耐久試驗(yàn)，可以科學(xué)地檢驗(yàn)新耙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是否滿足飛行壽命要求，并為耙體結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供了依據(jù)。

4 結(jié)語

基于國軍標(biāo)GJB/Z126-1999、飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)規(guī)律和相關(guān)數(shù)理統(tǒng)計(jì)原理，給出了針對歸納方法中若干環(huán)節(jié)的實(shí)現(xiàn)方法,針對隨機(jī)振動(dòng)建立了振動(dòng)實(shí)測譜和規(guī)范譜歸納方法,針對周期振動(dòng)建立了振動(dòng)實(shí)測譜歸納方法。在此基礎(chǔ)上，以某進(jìn)氣道測量耙振動(dòng)試飛數(shù)據(jù)為例，對其規(guī)范譜圖中的譜線起伏劇烈的頻帶進(jìn)行上升下降包絡(luò)譜處理，得到了可用于振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)的耐久譜?；谡駝?dòng)等效加速理論，建立了以均方根為加速因子的振動(dòng)等效加速計(jì)算方

表2 7個(gè)架次耙體振動(dòng)等效時(shí)間對比

法，得到了所有架次振動(dòng)等效時(shí)間，為振動(dòng)耐久試驗(yàn)提供了時(shí)間條件，使振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件更加貼近真實(shí)使用環(huán)境。

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Inductive Methods for Vibration Flight Test Data Processing andApplication in Vibration Endurance Tests

LEI Xiao-bo,ZHANG Xia-mei,LI Mi,WEN Min,LEI Di-yuan
(Power-Plant Institute,Chinese Flight Test Establishment,Xi’an 710089,China)

Based on current national military standards and mathematical statistics principals,some processing methods of the vibration inductive procedures are proposed.And then the inductive methods for processing the periodic vibration and random vibration data in flight tests are established.First of all,the typical vibration data samples are selected and input to the inductive methods to obtain the vibration endurance test spectrum.Then,specific processing methods of the spectrum are given with an air-inlet measurement rake as an example.Finally,based on the vibration equivalent acceleration theory and with the vibration endurance test spectrum as the equivalent standard and the RMS as the acceleration factor,the equivalent acceleration calculation for the flight vibration data is carried out.And the equivalent time of vibration of all the flights is calculated successfully.The results show that the equivalent time of different flights varies widely.The present vibration inductive methods provide an important support for vibration flight test appraisal,while the inductive method of vibration endurance test spectrum with equivalent time calculation provides a new approach for obtaining the endurance test condition for aircrafts and aero-engine components.

vibration and wave;vibration flight test;vibration inductive methods;endurance test spectrum;air-inlet measurement rake;acceleration factor

V214.3

A

10.3969/j.issn.1006-1355.2017.05.037

1006-1355(2017)05-0180-05+197

2017-03-29

雷曉波(1986－)，男，陜西省合陽縣人，工程師，碩士，主要研究方向?yàn)闉楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)飛行載荷測量技術(shù)研究、轉(zhuǎn)子動(dòng)力學(xué)特性研究。

E-mail:627983062@qq.com