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公开(公告)号：CN113428381A
公开(公告)日：2021-09-24
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：CN113932914B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202111115944.X
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修正方法，属于测量技术领域，用于解决多次振动试验中振动测量方向无法修正的问题。方法为：首次试验时，连接被测设备、振动传感器及测量设备，将测量设备测量通道对应的被测设备的振动测量方向作为该振动测量通道的方向；执行任务并获取振动测量通道的振动响应数据；非首次试验时，重新连接被测设备、振动传感器及测量设备，重复执行所述任务并获取振动响应数据；任选一个振动测量通道作为基准通道、再任选一个作为对比通道，建立基准通道与对比通道的匹配关系；若匹配的基准通道与对比通道是同一通道，不修正该振动测量通道的方向，否则，将本次试验时该对比通道的方向修正为首次试验时该基准通道的方向。
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公开(公告)号：CN117216622A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311037236.8
申请日：2023-08-17
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G06F18/24 , G06F18/21 , G06F18/214 , G06N20/00
Abstract: 本发明提供了一种飞行振动数据分类方法及振动试验条件确定方法，该方法包括获取新型飞行器或相似飞行器的历史飞行振动数据、历史飞行剖面参数和历史飞行姿态参数；对历史飞行振动数据进行分段分析以得到每个时间段的振动加速度均方根；对历史飞行剖面参数和历史飞行姿态参数进行重采样以得到特征数据表格；利用特征数据表格通过机器学习建立分类预测模型并进行筛选剔除，将训练精度最高的模型作为最终的分类预测模型；利用最终的分类预测模型对新飞行剖面参数和新姿态参数对应的飞行振动数据进行飞行阶段分类预测。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：CN117195697A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311040333.2
申请日：2023-08-17
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供了飞行振动数据来源位置判断方法及振动试验条件确定方法，该方法包括获取新型飞行器或相似飞行器的历史飞行振动数据、历史飞行剖面参数和历史飞行姿态参数；对历史飞行振动数据进行分段分析以得到每个时间段的振动加速度均方根；对历史飞行剖面参数和历史飞行姿态参数进行重采样以得到特征数据表格；利用特征数据表格通过机器学习建立数据源位置判断模型并进行筛选剔除，将训练精度最高的模型作为最终的数据源位置判断模型；利用最终的数据源位置判断模型对脏数据进行来源位置判断。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中飞行器飞行试验脏数据的数据源标签缺失或错误导致无法准确确定振动环境条件的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114506471A
公开(公告)日：2022-05-17
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：CN113932915A
公开(公告)日：2022-01-14
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：CN113932914A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111115944.X
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修正方法，属于测量技术领域，用于解决多次振动试验中振动测量方向无法修正的问题。方法为：首次试验时，连接被测设备、振动传感器及测量设备，将测量设备测量通道对应的被测设备的振动测量方向作为该振动测量通道的方向；执行任务并获取振动测量通道的振动响应数据；非首次试验时，重新连接被测设备、振动传感器及测量设备，重复执行所述任务并获取振动响应数据；任选一个振动测量通道作为基准通道、再任选一个作为对比通道，建立基准通道与对比通道的匹配关系；若匹配的基准通道与对比通道是同一通道，不修正该振动测量通道的方向，否则，将本次试验时该对比通道的方向修正为首次试验时该基准通道的方向。
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公开(公告)号：CN105989205A
公开(公告)日：2016-10-05
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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公开(公告)号：CN105987953A
公开(公告)日：2016-10-05
申请号：CN201510076086.0
申请日：2015-02-13
Applicant: 北京机电工程研究所
IPC: G01N29/04
Abstract: 本发明提供一种飞行器损耗因子的测量方法，包括：将飞行器舱段自由吊挂，在所述飞行器上确定M个测试点，其中M为大于或等于1的整数；敲击所述飞行器舱段，测量每个测试点的振动响应；根据所述振动响应计算各个测试点的振动衰减混响时间；根据所述振动衰减混响时间计算内损耗因子；在所述飞行器舱段外设置激励声源，控制所述激励声源的输出并测量声衰减混响时间，根据所述声衰减混响时间计算声空间损耗因子；该方法能够有效提高飞行器系统损耗因子测量的准确性。
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