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公开(公告)号：CN113932915B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202111115960.9
申请日：2021-09-23
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01H17/00
Abstract: 本发明公开了一种振动测量通道方向错误识别方法，属于振动测量技术领域，解决现有振动测量时容易混淆振动测量通道方向的问题。方法包括：首次振动试验时，连接被测设备、振动传感器及测量设备，确定测量设备的振动测量通道、振动传感器的安装方向与被测设备的振动测量方向之间的对应关系；执行振动测量任务，获取每个振动测量通道的振动响应数据；非首次振动试验时，重新连接被测设备、振动传感器及测量设备，重复执行振动测量任务，获取每个振动测量通道的振动响应数据；判断每个振动测量通道首次与本次振动响应数据是否满足振动功率谱密度曲线变化趋势一致性要求，若满足，则本次振动试验中该振动测量通道的方向识别正确；否则，识别错误。
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公开(公告)号：CN114506471B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202210264210.6
申请日：2022-03-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明涉及一种飞机悬挂物的一阶弯曲频率确定方法，属于环境适应性技术领域，解决了现有通过模态试验方式确定一阶弯曲频率存在的系统复杂、周期长及试验成本较高等问题。该方法包括：在飞机悬挂物上的过载测量点处安装过载传感器，并连接过载传感器与测量系统；进行地面试验时，对飞机悬挂物进行弹射，通过测量系统采集弹射过程中的过载数据，获得有效过载数据；对有效过载数据进行n阶小波分解，得到n阶小波分解结果；按照阶次由高到低的顺序依次分析各阶小波分解结果，从首个满足震荡特征、且相邻波峰周期一致的阶次的小波分解结果中提取出连续的多个周期的波峰时刻；基于所述连续的多个周期的波峰时刻，获取飞机悬挂物的一阶弯曲频率。
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公开(公告)号：CN119437612A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411535514.7
申请日：2024-10-31
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种补充验证挂飞振动试验的样品选择确定方法，具体为：针对于进行多次振动试验的样品A和进行多次可靠性试验的样品B，得到多个振动量级的可靠性试验的最大振动等效时间tmax及最大振动量级试验的加速度功率谱psdmax；得到各满量级的振动试验的加速度功率谱、持续时间和振动试验的最大振动等效时间t’max；将样品A的各振动试验的加速度功率谱、持续时间和振动试验的最大振动等效时间t’max分别与样品B的可靠性试验的psdmax和tmax在低频振动区域进行对比，实现对样品A或样品B的选用。因此，本发明能够合理的选择现有的样品，即样品A或样品B，对选择的样品A或样品B改进后重新进行挂飞振动试验补充验证，提高试验验证效率，降低成本。
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公开(公告)号：CN113200153A
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202110674810.5
申请日：2021-06-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器飞行振动预测方法，属于环境适应性领域，解决了现有振动预测方法预测精度低的问题。本申请通过对飞行参数进行扩展，将扩展后的飞行参数、加速度均方根值以及动压进行机器学习，并对机器学习采用的各个方法进行参数设置，将每个方法都细分为具有不同参数组合的多个子方法，每个子方法对应于一个预测模型，同时，根据各预测模型得到的RMSE值对飞行参数进行降维，采用降维后的飞行参数进行机器学习，并选择RMSE最小的预测模型作为最终的预测模型，得到振动预测值。该方法通过扩展飞行参数、采用多种预测模型，能够实现高精度预测，同时通过飞行参数降维，大大减少了运算量，实现对飞行器飞行振动的高精度预测。
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公开(公告)号：CN105989205B
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201510076087.5
申请日：2015-02-13
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供一种飞行器表面脉动压力的确定方法，包括：对飞行器进行几何建模并划分单元，并计算表面脉动压力；按照预设倍数对所述单元进行N次加密，并在每一次加密后计算表面脉动压力，其中N为大于或等于1的整数；检测第N次加密后计算得到的脉动压力与上一次计算得到的脉动压力是否收敛在预设范围内；如果是，则将第N次加密后计算得到的脉动压力与典型风洞试验结果进行比较，根据比较结果对模型进行局部加密，之后计算获得脉动压力基础值；根据典型风洞试验结果与所述脉动压力基础值建立脉动压力修正曲线，获得修正差值，根据所述修正差值计算得到对应的飞行器表面脉动压力结果值；该方法能够有效提高飞行器表面脉动压力测量的准确性和普适性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114001892B
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202111263250.0
申请日：2021-10-28
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种自由射流试验测量系统间时间同步方法，属于飞行器振动测量领域，解决了现有技术中测量系统间时间同步需要每个测量系统都接收时统指令导致的系统复杂、成本高的问题。方法如下：在试验件中布置多个振动传感器和多个噪声传感器，每个振动传感器连接至一个振动测量系统，每个噪声传感器连接至一个噪声测量系统，从上述测量系统中任选一个系统与试验台控制器连接；对试验件进行自由射流试验，控制器发出时统指令，与控制器连接的测量系统接收该指令并根据该指令确定时统零点；获取各测量系统的振动测量曲线、噪声测量曲线；确定各曲线中试验恢复阶段首个峰值对应的时刻；根据上述各测量曲线试验恢复阶段首个峰值(56)对比文件肖鑫 等.机械振动无线传感器网络跨层同步采集累积误差控制方法.机械工程学报.2019,第55卷(第15期),第202-207页.Zhang X等.RMTS: A Robust ClockSynchronization Scheme for WirelessSensor Networks.Journal of Network andComputer Applications.2019,第135卷第1-10页.Kim, J等.Clock Buffer and Flip-flopCo-optimization for Reducing Peak CurrentNoise.19TH INTERNATIONAL SYMPOSIUM ONQUALITY ELECTRONIC DESIGN (ISQED).2018,第94-99页.董小娟.双稳系统中随机共振与相同步时间的相关性.力学学报.2009,(第05期),第775-781页.
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公开(公告)号：CN113200153B
公开(公告)日：2022-08-26
申请号：CN202110674810.5
申请日：2021-06-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器飞行振动预测方法，属于环境适应性领域，解决了现有振动预测方法预测精度低的问题。本申请通过对飞行参数进行扩展，将扩展后的飞行参数、加速度均方根值以及动压进行机器学习，并对机器学习采用的各个方法进行参数设置，将每个方法都细分为具有不同参数组合的多个子方法，每个子方法对应于一个预测模型，同时，根据各预测模型得到的RMSE值对飞行参数进行降维，采用降维后的飞行参数进行机器学习，并选择RMSE最小的预测模型作为最终的预测模型，得到振动预测值。该方法通过扩展飞行参数、采用多种预测模型，能够实现高精度预测，同时通过飞行参数降维，大大减少了运算量，实现对飞行器飞行振动的高精度预测。
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公开(公告)号：CN117272091A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311040345.5
申请日：2023-08-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F18/24
Abstract: 本发明提供了一种飞行器飞行振动数据分类方法，该方法包括：在具备飞行控制指令测量条件时，同步采集飞行器飞行过程中的飞行控制指令和振动数据，根据动力源特征对动力源进行归集处理，根据飞行控制指令和动力源归集处理结果对振动数据进行分类；在不具备飞行控制指令测量条件而具备动力源工作压力测量条件时，同步采集飞行器飞行过程中的动力源工作压力和振动数据，确定动力源工作压力分类门限值，根据采集的动力源工作压力和动力源工作压力分类门限值对振动数据进行分类。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中缺乏超声速飞行器振动环境经验公式或工程计算方法导致难以确定振动环境的技术问题。
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公开(公告)号：CN113428381B
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202110862982.5
申请日：2021-07-29
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种飞机悬挂物弹射冲击作用时间段确定装置及方法，属于飞行测量领域，解决了现有技术中弹射冲击作用时间段确定过程中测量系统复杂以及测量精度低的问题。本申请通过在悬挂物上布置冲击测量传感器和过载测量传感器，然后进行地面弹射试验获取冲击信号曲线以及过载信号曲线；并根据上述两个曲线确定弹射冲击起始时刻t1、悬挂物触地时刻t3以及弹射冲击结束时刻t4，最终得到弹射冲击作用时间段为[t1,t4]，本申请解决了弹射冲击作用时间段确定过程中测量装置复杂的问题，并且能够避免将悬挂物触地冲击误判为弹射冲击，提高了弹射冲击作用时间段测量精度，又降低了测量系统复杂度，可广泛应用于各种机载悬挂物弹射冲击作用时间的确定。
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公开(公告)号：CN114001892A
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN202111263250.0
申请日：2021-10-28
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种自由射流试验测量系统间时间同步方法，属于飞行器振动测量领域，解决了现有技术中测量系统间时间同步需要每个测量系统都接收时统指令导致的系统复杂、成本高的问题。方法如下：在试验件中布置多个振动传感器和多个噪声传感器，每个振动传感器连接至一个振动测量系统，每个噪声传感器连接至一个噪声测量系统，从上述测量系统中任选一个系统与试验台控制器连接；对试验件进行自由射流试验，控制器发出时统指令，与控制器连接的测量系统接收该指令并根据该指令确定时统零点；获取各测量系统的振动测量曲线、噪声测量曲线；确定各曲线中试验恢复阶段首个峰值对应的时刻；根据上述各测量曲线试验恢复阶段首个峰值时刻对上述测量系统进行时间同步。
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