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公开(公告)号：CN114810889A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210767506.X
申请日：2022-07-01
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器振动试验用高承载低刚度支持装置，属于喷气推进装置技术领域。包括承力框架、活动机构以及碟形弹簧组，承力框架包括上端板、垂直设于上端板底端的多个导向轴、通过导向轴与上端板连接的下端板、设于上端板上端的上转动节；该系统各部件采用模块化设计，通过更换不同尺寸上端板和下端板、活动板以及导向轴，可方便改变碟形弹簧组的安装空间，可根据实际任务需要，调整碟形弹簧组的安装形式及数量，满足不同工况的刚度、载重需求；相较于传统的封闭式圆筒结构，方便对碟形弹簧组的对中度进行调校，并减少了碟形弹簧组与导向轴之间的摩擦；该系统具有结构简单紧凑，拆装方便，易于保养维护的优点。
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公开(公告)号：CN104699133A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310660721.0
申请日：2013-12-06
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G05D15/01
Abstract: 本发明提供一种可同时调节多个激振力大小、相位的力矢量控制器，能够以程控方式调节输出信号。技术方案包括：手动调节电路1、程控调节电路2和程控/手动选择电路3；手动调节电路1输入端接输入信号，用于手动调节输入信号输出值；程控调节电路2输入端接输入信号，用于程序控制输入信号输出值；程控/手动选择电路3的手动端与手动调节电路1输出端连接，程控/手动选择电路3的程控端与程控调节电路2输出端连接，程控/手动选择电路3的输出端与输出电路连接，用于选择信号调节方式。
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公开(公告)号：CN114810889B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202210767506.X
申请日：2022-07-01
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器振动试验用高承载低刚度支持装置，属于喷气推进装置技术领域。包括承力框架、活动机构以及碟形弹簧组，承力框架包括上端板、垂直设于上端板底端的多个导向轴、通过导向轴与上端板连接的下端板、设于上端板上端的上转动节；该系统各部件采用模块化设计，通过更换不同尺寸上端板和下端板、活动板以及导向轴，可方便改变碟形弹簧组的安装空间，可根据实际任务需要，调整碟形弹簧组的安装形式及数量，满足不同工况的刚度、载重需求；相较于传统的封闭式圆筒结构，方便对碟形弹簧组的对中度进行调校，并减少了碟形弹簧组与导向轴之间的摩擦；该系统具有结构简单紧凑，拆装方便，易于保养维护的优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116409727A
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202310229965.7
申请日：2023-03-10
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本申请属于火箭全箭模态试验技术领域，具体涉及一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，包括：承力座；支架，连接在承力座上；转轴；两个轴承，套接在转轴上，安装在支架上；螺母，螺接在转轴上，与支架之间滑轨配合连接；升降筒，一端连接在螺母上，一端支撑在承力环上；传动齿轮，套接在转轴上；中间齿轮，以支撑轴支撑在承力座上，与传动齿轮啮合；驱动齿轮，与中间齿轮啮合；伺服电机，连接在承力座上，其输出轴上套接驱动齿轮，以此能够驱动转轴转动，进而带动螺母、升降筒下降，使升降筒脱离对承力环的支撑。
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公开(公告)号：CN114813002A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210732923.0
申请日：2022-06-27
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型飞机地面振动模态测试方法，包括以下步骤：一、在试验飞机上安装传感器；二、模拟飞机空中悬浮状态；三、在试验飞机上布置并安装激振器；四、系统调试；五、测试试验飞机的机体主模态；六、测试试验飞机的各操纵面模态。本发明适用性强，可有效应用于大型飞机全尺寸地面共振试验，通过多种不同的激振器数量和组合方式，在机体各部位协调激振，提高大型飞机模态参数测试效率，通过优化激振力位置和大小，能有效解决机翼变形大、低频模态密集、结构非线性等大型飞机全尺寸地面振动试验难题，进而提升试验结果精度。
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公开(公告)号：CN119437760A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411589920.1
申请日：2024-11-08
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本申请属于火箭震动试验技术领域，特别涉及一种全箭模态试验激振器安装调节装置，高度相对支撑承力柱可调的设备平台、安装在设备平台上的安装微调平台、安装在安装微调平台上的激振器组件；其中，安装微调平台包括移动滑轨、激振器安装框、激振器安装转动机构、绳索；移动滑轨通过滑轨滑槽安装在设备平台上，移动滑轨的末端通过绳索悬吊激振器安装转动机构，激振器安装转动机构与用于安装激振器组件的激振器安装框连接，激振器安装转动机构使激振器安装框具有沿竖直轴旋转的自由度；激振器组件包括激振器、通过激振器连杆安装在激振器上的激振器吸盘，激振器吸盘与真空负压站连接，真空负压站向激振器吸盘提供负压使激振器吸盘吸附在火箭表面。
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公开(公告)号：CN114813002B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202210732923.0
申请日：2022-06-27
Applicant: 中国飞机强度研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型飞机地面振动模态测试方法，包括以下步骤：一、在试验飞机上安装传感器；二、模拟飞机空中悬浮状态；三、在试验飞机上布置并安装激振器；四、系统调试；五、测试试验飞机的机体主模态；六、测试试验飞机的各操纵面模态。本发明适用性强，可有效应用于大型飞机全尺寸地面共振试验，通过多种不同的激振器数量和组合方式，在机体各部位协调激振，提高大型飞机模态参数测试效率，通过优化激振力位置和大小，能有效解决机翼变形大、低频模态密集、结构非线性等大型飞机全尺寸地面振动试验难题，进而提升试验结果精度。
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公开(公告)号：CN111947870A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010737666.0
申请日：2020-07-28
Applicant: 中国飞机强度研究所
IPC: G01M7/02 , G01M9/06 , G01M9/08 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于信号处理技术领域，特别涉及一种地面颤振试验中滤波器引起相位畸变的消除方法。方法包括：步骤一：构建气动力加载系统模型，确定试验件的激振点位置以及对应的拾振点位置，并在试验件的激振点位置安装激振器，在拾振点位置安装传感器；步骤二：将传感器测量得到第一激励力信号，输入到滤波器后得到滤波后的第二激励力信号，将第二激励力信号输入到气动力加载系统模型进行系统辨识；步骤三：构建控制器模型，并通过控制器模型对气动力加载系统模型的输出信号进行控制，使得在预置的频率点处，气动力加载系统模型的输出信号与目标信号一致。本申请能够消除滤波器的相位畸变，可有效消除高频噪声对气动力计算以及颤振测试的影响。
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