(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210643536.X (22)申请日 2022.06.09 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114738349 A (43)申请公布日 2022.07.12 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 王彬文　姜永平　傅波　李凯翔　 白春玉　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 专利代理师 刘婷 (51)Int.Cl. F15B 15/14(2006.01) F15B 21/08(2006.01) G05B 11/42(2006.01) G01M 7/02(2006.01) G01N 3/36(2006.01) G01N 3/02(2006.01)B64F 5/60(2017.01) (56)对比文件 CN 113188901 A,2021.07.3 0 CN 111638138 A,2020.09.08 CN 114323966 A,2022.04.12 CN 10415493 3 A,2014.1 1.19 CN 114545864 A,202 2.05.27 CN 105004620 A,2015.10.28 CN 105651608 A,2016.0 6.08 CN 101054154 A,20 07.10.17 CN 109738284 A,2019.0 5.10 JP H1164195 A,19 99.03.05 EP 08971 11 A2,1999.02.17 阎菲等.紧 固件电液伺服振动试验台全数字 控制系统研究. 《机床与液压》 .20 07,第第35卷卷 (第07期),第127-12 9页. 曹琦等.飞机结构件复合加载振动环境试验 技术研究. 《航空学报》 .19 98,第第19卷卷(第04 期),第40 5-409页. 审查员 赵成臣 (54)发明名称 一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿 系统及其方法 (57)摘要 本发明涉及飞机测试技术领域， 公开了一种 飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统及其 方法， 加载补偿系统包括固定连接装置， 设置在 所述固定连接装置上且与飞机振动部件连接的 动力加载装置， 以及设置在所述动力加载装置上 的加载补偿装置； 所述动力加载装置包括安装在 所述固定连接装置上的高频液压缸， 一端活动设 置在所述高频液压缸上、 另一端与飞机振动部件 连接的液压缸推杆； 加载补偿方法包括以下步 骤： S1、 双通道信号检测； S2、 双通道信号叠加； S3、 误差计算； S4、 模糊控制与PD控制； 本发明能 够大幅度提高振动疲劳测试试验振动载荷加载的准确性， 有效保证飞机振动疲劳测试试验的安 全性。 权利要求书2页 说明书5页 附图2页 CN 114738349 B 2022.08.26 CN 114738349 B 1.一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统， 其特征在于， 包括固定连接装置 （1） ， 设置在所述固定连接装置 （1） 上且与飞机振动部件 连接的动力加载装置 （2） ， 以及设置 在所述动力加载装置 （2） 上的加载补偿装置 （3） ； 所述动力加载装置 （2） 包括安装在 所述固定连接装置 （1） 上的高频液压缸 （20） ， 一端 活 动设置在所述高频 液压缸 （20） 上、 另一端与飞机振动部件连接的液压缸推杆 （21） ； 所述加载补偿装置 （3） 包括设置在所述液压缸推杆 （21） 与飞机振动 部件之间的检测连 接模块， 以及与所述检测连接模块电性连接的控制模块 （3 0） ； 所述检测连接模块包括设置在液压缸推杆 （2 1） 活动端的第一转接组件 （31） ， 设置在所 述第一转接组件 （31） 上的第一传感器 （32） ， 一端与所述第一转接组件 （31） 连接、 另一端与 飞机振动部件连接的第二转接组件 （33） ， 设置在所述第二转接组件 （33） 上的第二传感器 （34） ； 所述第一 转接组件 （31） 、 第二 转接组件 （3 3） 同轴设置； 所述第一传感器 （32） 为 桥式力传感器； 所述第二传感器 （34） 为动态力传感器； 所述控制模块 （30） 包括与第一传感器 （32） 电性连接 的信号调理器 （300） ， 与第二传感 器 （34） 电性连接的带通滤波器 （301） ， 与所述信号调理器 （300） 、 带通滤波器 （301） 电性连接 的补偿控制器 （302） ， 以及与所述补偿控制器 （302） 、 高频液压缸 （20） 均电性连接的伺服阀 （303） ； 第二传感器 （34） 用于检测中 高频信号x1 （t） ； 第一传感器 （32） 用于检测低频信号x2 （t） ； 其中， 信号小于或等于2H z为低频信号， 信号大于2H z为中高频信号。 2.根据权利要求1所述的一种飞机振动 疲劳测试试验中的加载补偿系统， 其特征在于， 所述第一转接组件 （31） 包括设置在所述液压缸推杆 （21） 活动端的连接法兰盘 （310） ， 活动 设置在所述连接法兰盘 （310） 上的连接 压盘 （311） ； 所述连接法兰盘 （310） 上均匀设置有滑动孔 （312） ； 所述连接压盘 （311） 上设置有与所 述滑动孔 （312） 连接的滑动杆 （313） ； 所述第一传感器 （32） 夹设在连接法兰盘 （310） 、 连接 压盘 （311） 之间。 3.根据权利要求2所述的一种飞机振动 疲劳测试试验中的加载补偿系统， 其特征在于， 所述第二转接组件 （33） 包括设置在所述连接压盘 （311） 上且中心轴线与连接压盘 （311） 的 中心轴线重合的圆形基座 （330） ， 活动设置在所述圆形基座 （330） 上的球形关节轴承 （331） ， 一端与所述球形关节轴承 （3 31） 连接、 另一端与飞机振动部件连接的连接杆 （3 32） ； 所述第二传感器 （34） 设置在连接杆 （3 32） 与飞机振动部件之间。 4.根据权利要求1所述的一种飞机振动 疲劳测试试验中的加载补偿系统， 其特征在于， 所述固定连接装置 （1） 包括固定设置在高频液压缸 （20） 一端的第一固定连接件 （10） ， 设置 在所述高频液压缸 （20） 另一端的第二固定连接件 （11） ， 套设在所述液压缸推杆 （21） 上的延 伸限位套件 （12） ， 数个均匀围设在高频液压缸 （20） 外部且依次垂 直连接所述第一固定连接 件 （10） 、 第二固定连接件 （1 1） 及延伸限位套件 （12） 的固连 杆 （13） 。 5.根据权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统的补偿方法， 其特征在于， 包括以下步骤： S1、 双通道信号检测权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114738349 B 2采用第二传感器 （34） 与第一传感器 （32） 同时对飞机振动部件 的振动频率与振动幅度 进行检测； 第二传感器 （34） 将检测到的信号输入至带通滤波器 （301） ； 然后带通滤波器 （301） 将第 二传感器 （34） 检测到的中 高频信号x1 （t） 输入至补偿控制器 （3 02） ； 第一传感器 （32） 将检测到的信号输入至信号调理器 （300） ； 然后信号调理器 （300） 将第 一传感器 （32） 检测到的低频信号x2 （t） 输入至补偿控制器 （3 02） ； S2、 双通道信号叠加 补偿控制器 （302） 对接收到的低频信号x2 （t） 与中高频信号x1 （t） 进行叠加， 得到同时 包含静态误差与稳态误差的叠加反馈信号y （t） ； S3、 误差计算 将叠加反馈信号y （t） 进行处 理得到误差值e （t） 以及误差变化 率； S4、 模糊控制与P D控制 将误差值e （t） 与误差变化 率均输入至模糊控制器与P D控制器； PD控制器通过误差值e （t） 与误差变化 率获取对飞机振动部件实施激励的初始值； 模糊控制器对误差值e （t） 与 误差变化率进行模糊化处理， 同时将误差值e （t） 与 误差变 化率输入至考虑静态误差与稳态误差的规则库， 通过规则库对输入的信号进行比对； 然后 对模糊化处理后的数据与规则库的比对结果进行推理， 在规则库内对模糊化后的数据进 行 精准匹配； 然后将经过模糊化处理与推理的数据进行精确化处理， 把模糊化处理的数据处理成PD 控制参数， P D控制参数为 微分系数 Ki与比例系数 Kp； 将经模糊控制器整定的微分系数Ki与比例系数Kp输入PD控制器， 进而完成对伺服阀 （303） 的控制。 6.根据权利要求5所述的一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统的补偿方法， 其特征在于， 步骤S4中， 将经模糊控制器整定的微分系数Ki与比例系数Kp输入PD控制器后， 通过功率放大器将PD控制器的控制 信号进行放大 处理后， 输入至伺服阀 （303） ， 通过驱动伺 服阀 （303） 的通断来完成高频 液压缸 （20） 的控制。 7.根据权利要求6所述的一种飞机振动疲劳测试试验中的加载补偿系统的补偿方法， 其特征在于， 步骤S4中， P D控制器的控制信号 为0~10V的DC信号。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114738349 B 3