一種飛機發動機隔振器的剛度及阻尼的測試裝置的制造方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及航空發動機安裝系統動力學設計技術領域，具體涉及一種飛機發動機 隔振器的剛度及阻尼的測試裝置。
【背景技術】
[0002] 發動機是飛機的主要振源之一，它在為飛機提供動力的同時，也引起機體結構的 振動和噪聲。降低發動機振動水平的常用方法是在安裝結構中使用減振器（隔振裝置），減 振器的剛度、阻尼等參數是安裝系統動力學設計的重要指標，直接影響系統的減振效果。因 此，對減振器剛度、阻尼等參數測量尤為重要，需要設計相應的測試裝置進行測試。

【發明內容】

[0003] 本發明的目的是提供一種用于對飛機發動機隔振器的剛度及阻尼進行測試的裝 置。
[0004] 本發明的技術方案是：
[0005] -種飛機發動機隔振器的剛度及阻尼的測試裝置，包括：
[0006] 試驗基座，其底部固定設置在水平的支撐面上，所述試驗基座具有水平的板面；
[0007] 試驗臺架，設置在所述試驗基座的上表面；
[0008] 隔振器，通過所述試驗臺架固定在所述試驗基座的上方；
[0009] 質量塊，具有一預定質量，頂部固定連接至所述隔振器底部，且位于所述隔振器的 豎直下方；
[0010] 激振器，固定設置所述試驗基座的底部的所述支撐面上，所述激振器的激振桿沿 豎直方向由下至上穿過所述試驗基座的板面，所述激振桿的頂部固定連接至所述質量塊底 部；
[0011] 力傳感器，設置在所述激振桿與所述質量塊連接處，用于測量在所述激振器預定 激振頻率段作用下與時間歷程相關的初始激勵力；
[0012] 加速度傳感器，固定設置在所述質量塊上，用于測量所述質量塊在所述預定激振 頻率段作用下與時間歷程相關的初始加速度響應；
[0013] 振動測量器，用于接收所述力傳感器和加速度傳感器傳遞的所述初始激勵力和初 始加速度響應，并將所述初始激勵力和初始加速度響應分別轉化成與所述預定激振頻率段 內各個激振頻率相關的最終激勵力和最終加速度響應；
[0014] 處理器，用于根據所述質量塊的質量、某一預定激振頻率下的所述最終激勵力和 所述最終加速度響應計算得到所述預定激振頻率下所述隔振器的剛度和阻尼。
[0015] 可選地，所述的測試裝置還包括：
[0016] 轉接接頭，固定設置在所述試驗臺架上，所述隔振器的頂部固定連接至所述轉接 接頭底部。
[0017] 可選地，所述試驗臺架呈框架結構，其外形選自方體、柱體或椎體中的一種。
[0018] 可選地，所述試驗臺架的呈長方體形框架結構，其底面水平固定設置在所述試驗 基座的支撐面上，所述轉接接頭位于所述試驗臺架的內部，且所述轉接接頭的頂部固定連 接至所述試驗臺架的長方體形框架的內側頂部。
[0019] 可選地，所述隔振器的頂部具有吊耳，所述隔振器通過所述吊耳固定連接至所述 轉接接頭底部。
[0020] 可選地，所述隔振器包括由內至外層疊布置的內殼體、減振材料層以及外殼體，所 述內殼體的底部具有一突起部，依次貫穿所述減振材料層和外殼體，所述隔振器通過所述 突起部與所述質量塊的頂部固定連接。
[0021] 可選地，所述的測試裝置還包括：
[0022] 激振器基座，設置在所述激振器與所述支撐面之間，且所述激振器通過所述激振 器基座水平固定設置在所述支撐面上。
[0023] 可選地，所述預定激振頻率段包括最小頻率和最大頻率，所述激振器用于在所述 時間歷程內控制激振頻率由所述最小頻率逐步增大至所述最大頻率。
[0024] 本發明的有益效果：
[0025] 本發明的飛機發動機隔振器剛度及阻尼的測試裝置，通過力傳感器測量在所述激 振器預定激振頻率段作用下與時間歷程相關的初始激勵力，通過加速度傳感器測量所述質 量塊在所述預定激振頻率段作用下與時間歷程相關的初始加速度響應，再通過振動測量器 將初始激勵力和初始加速度響應轉化成與激振頻率相關的最終激勵力和最終加速度響應， 最后通過最終激勵力和最終加速度響應計算得到在該預定激振頻率下隔振器的剛度和阻 尼，測試裝置結構簡單，測試方法步驟簡單。
【附圖說明】
[0026] 圖1是本發明飛機發動機隔振器剛度及阻尼的測試裝置的結構示意圖；
[0027] 圖2是本發明測試裝置中隔振器與轉接接頭和質量塊連接后的剖視圖。
【具體實施方式】
[0028] 這里將詳細地對示例性實施例進行說明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及 附圖時，除非另有表示，不同附圖中的相同數字表示相同或相似的要素。
[0029] 如圖1和圖2所示，本發明提供的飛機發動機隔振器的剛度及阻尼的測試裝置，包 括試驗基座1、試驗臺架5、隔振器3、質量塊2、激振器8、力傳感器7、加速度傳感器6、振動 測量器以及處理器。
[0030] 試驗基座1可以為多種適合的框架結構，其外形選自方體、柱體或椎體中的一種， 其底部固定設置在水平的支撐面上，支撐面可以是地面或者其他支撐面，試驗基座1具有 水平的板面。本實施例中，試驗基座1為長方體形框架結構
[0031] 試驗臺架5同樣可以為多種適合的框架結構，其外形選自方體、柱體或椎體中的 一種，設置在試驗基座1的上表面。本實施例中，試驗臺架5的呈長方體形框架結構，其底 面水平固定設置在試驗基座1的支撐面上，轉接接頭4位于試驗臺架5的內部，且轉接接頭 4的頂部固定連接至試驗臺架5的長方體形框架的內側頂部。
[0032] 隔振器3即為需要測試的已知的飛機發動機隔振器的一種，通過試驗臺架5固定 在試驗基座1的上方。具體地，隔振器3可以包括由內至外層疊布置的內殼體32、減振材料 層33以及外殼體34 ;在內殼體32的底部具有一突起部35,依次貫穿減振材料層33和外殼 體34,最終隔振器3通過突起部35與質量塊2的頂部固定連接。
[0033] 進一步，本發明的測試裝置還可以轉接接頭4,固定設置在試驗臺架5上，隔振器3 的頂部固定連接至轉接接頭4底部。具體地，在隔振器3的頂部還可以具有一個或者多個 吊耳21，隔振器3通過吊耳31固定連接至轉接接頭4底部。
[0034] 質量塊2具有一預定質量（根據需要模擬的飛機發動機質量而定），頂部固定連接 至隔振器3底部，且位于隔振器3的豎直下方。
[0035] 激振器8可以選自已知的多種激振器中的一種；激振器8固定設置試驗基座1的 底部的支撐面上，激振器8的激振桿沿豎直方向由下至上穿過試驗基座1的板面，激振桿的 頂部固定連接至質量塊2底部。進一步，在激振器8與底部支撐面之間還可以設置激振器 基座9,激振器基座9可以采用多種適合的結構形狀，以加強安裝的穩定性；激振器8通過 激振器基座9水平固定設置在底部支撐面上。
[0036] 力傳感器7可以采用已經多種適合的力傳感器，設置在激振桿與質量塊2連接處， 用于測量在激振器3預定激振頻率段作用下與時間歷程相關的初始激勵力。其中，預定激 振頻率段包括最小頻率和做大頻率，呈遞增關系，例如預定激振頻率段可以是5-2000HZ，其 中最小為5hz，最大為2000hz ;時間歷程指的是激振器8從5hz逐漸變大（每次變化的大小 可以根據需要進行調節，例如每秒變化〇. Ihz或者Ihz等）到2000hz時所需要的時間，這 個過程又叫掃頻，其中時間歷程可以根據需要進行設定。
[0037] 加速度傳感器6可以采用已經多種適合的加速度傳感器，固定設置在質量塊2上， 用于測量質量塊2在上述預定激振頻率段作用下與時間歷程相關的初始加速度響應。
[0038] 振動測量器為目前已知的測量器或測量系統，主要用于接收上述力傳感器7和加 速度傳感器6傳遞的初始激勵力和初始加速度響應，并將初始激勵力和初始加速度響應通 過快速傅氏變換（FFT)方法分別轉化成與預定激振頻率段內各個激振頻率相關的最終激 勵力和最終加速度響應。
[0039] 處理器可以是多種時候的器部件，例如直接選擇為一臺計算機，相關數據可以自 動錄入或者手動錄入，通過相應的程序進行計算。用于根據質量塊2的質量、某一預定激振 頻率下的最終激勵力和最終加速度