ICS 49.020 V 36
HB 8466-2014
民用飞机地面振动试验通用要求
General requirements for civil airplane ground vibration test
2014-05-19 发布 2014-10-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1. 1-2009 给出的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国飞机强度研究所、中国航空综合技术研究所。本标准主要起草人：李晓东、贾晓、刘凡、戚志民、李旭东。
民用飞机地面振动试验通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机地面振动试验的试验目的、试验文件、试验项目、试验程序、试验方法等通用技术要求。
本标准适用于民用飞机，其他飞机可参考使用。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件， 仅所注日期的版本适用于本文件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》(CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011年 11 月 7 日中国民用航空局令第 209 号
3 术语和定义、缩略语
3.1 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1.1
地面振动试验 ground vibration test
在地面试验室测定飞机结构动力特性参数的试验，早期称之为飞机地面共振试验。
3.1.2
飞机结构动力特性参数(模态参数) airplane structural dynamics natural parameter
包括飞机结构的各阶固有频率、固有振型、阻尼系数及广义质量等， 这些数据是飞机颤振计算和其他气动弹性计算的基础，也是动力学模型修正的依据。
3.1.3
相位共振法 phase resonance method
模态参数的物理识别法。该法在多点稳态正弦激励下，通过调力调频控制，使结构达到相位共振，呈现出某阶纯模态振动状态，可用单自由度模型确定该阶模态的模态参数。相位共振法从不同角度又被称之为稳态正弦法，多点正弦适配力法、纯模态试验法及主模态调谐法。
3.1.4
相位分离法 phase separation method
模态参数的数学识别法。该法根据一定的识别准则，由实测频响函数或单位脉冲响应函数数据识别模态参数。相位分离法又称参数识别方法(Modal Parameter Identification Method)、实验模态分析法(Experimental Modal Analysis Method)。
3.1.5
结构阻尼 structural damp
又称滞后阻尼。当以某种阻力来表示系统的能量耗散时，若此阻力的大小与相应的运动位移成正比，而方向与运动速度相反，则该系统的阻尼称之为结构阻尼。
3.1.6
模态 modal
系统在其自然频率下做简谐振动所对应的位置形态。
3.1.7
模态指示函数 modal indicator function
将结构总体响应的某一函数作为目标函数对模态纯度给出一个定量判定。
3.2 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
FRF——频率响应函数(frequency response function)
GVT——地面振动试验(ground vibration test)
MAC——模态置信准则(modal assurance criterion)
MIF——模态指示函数(modal indicator function)
PRM——相位共振法(phase resonance method)
PSM——相位分离法(phase separation method)
4 一般要求
4.1 总则
地面振动试验为适航验证性试验，试验大纲应经适航审定部门的批准。试验单位的相关试验设施需经过适航审定部门认证，或在试验前向适航审定部门提交试验设施的制造符合性声明，并通过适航审定部门对试验设施的制造符合性检查。试验机应有适航审定部门颁发的适航批准标签。
试验准备完成后应申请适航审定部门对试验准备状态进行审查，通过后方可进行试验。当试验机状态发生变化时，应重新申请适航审定部门进行审查，通过后方可继续进行试验。试验过程应接受适航审查代表目击监控。
4.2 试验目的
飞机地面振动试验是飞机研制和改型过程中的必做项目，应在首飞前完成。 CCAR-25-R4
§23.629、§25.629 均规定应通过地面振动试验等方法获得飞机结构的振动特性，为评估气动弹性稳定性提供依据。地面振动试验的主要目的是获得飞机整机和主要部件的模态参数， 以检验、修改在气动弹性分析和振动控制分析中所用到的飞机结构动力学模型，并为颤振分析提供原始数据。
4.3 试验任务书
试验任务书由试验委托方提出。试验任务书内容应包括：
a) 试验名称;
b) 试验目的;
c) 试验项目;
d) 试验机状态;
e) 试验状态;
f) 飞机支持要求;
g) 试验测试要求、测量点布置要求及必要的说明等。
4.4 试验委托方提供的技术文件
试验前，委托方应向试验单位提供所需的技术文件，主要包括：
a) 飞机重量重心数据;
b) 测量点坐标数据;
c) 飞机离散物理质量数据;
d) 飞机局部结构强度数据;
e) 必要的振动特性计算结果和结构图样及其电子文档。
4.5 试验大纲
试验大纲由试验承担方依据试验任务书及适航要求编制，并应经过适航审定部门批准。试验大纲内容一般应包括：
a) 任务来源;
b) 试验名称;
c) 试验依据;
d) 试验目的;
e) 试验飞机状态;
f) 试验状态;
g) 试验项目;
h) 飞机支持;
i) 试验方法与基本原理;
j) 试验设备;
k) 激振点及测量点布置;
l) 试验程序;
m) 试验安全保护及质量保证措施;
n) 试验现场重大问题的处理原则与预案等。
4.6 试验状态
试验状态应包括空机状态、首飞燃油状态、其他典型的燃油状态， 必要时还应进行可变质量的装载和若干严重状态下的试验。
4.7 试验机
试验机应是结构和各系统装载完备，符合试验任务书中各种装载与配重要求，经检验合格。并应经过适航制造符合性检查，颁发适航批准标签。
4.8 飞机的支持
用起落架支持模拟飞机的起飞着陆状态，此时起落架放下，轮胎放气至正常充气压力的 50%__70%。
用弹性支持方式模拟飞机的空中飞行自由—自由状态，在弹性支持下支持频率(飞机在弹性支持下的刚体振动频率)应小于飞机最低固有频率的三分之一。
操纵面和调整片的测量允许在飞机起落架着地或千斤顶支持状态进行。
4.9 试验设备
4.9.1 概述
飞机地面振动试验应采用专用设备。试验设备包括飞机支持设备、测量设备、激振设备等。所用的设备和仪器应能满足试验测试的需要，所有设备和仪器都应处于完好状态，所有的计量仪器必须经过计量检定/校准合格、且在有效期内，并提供相应的报告或检定/校准合格证书。
4.9.2 飞机支持设备
4.9.2.1 支持方式
应根据飞机的重量和飞机的最低阶共振频率合理选择支持设备和支持方式，飞机的支持方式主要有：
a) 空气弹簧支持;
b) 橡皮绳悬挂;
c) 起落架轮胎支持。
4.9.2.2 设备配置
支持设备根据不同的支持方式配置，空气弹簧支持时支持设备主要由空气弹簧系统、升降支座、过渡连接件等组成。
橡皮绳悬挂时设备主要由橡皮绳及过渡连接件等组成。
4.9.2.3 飞机支持设备的要求
支持设备必须保证试验安全。当飞机重心位置高于飞机支持面时， 应确保飞机支持的稳定。应尽量减少支持设备中随飞机一起运动的过渡连接部件的附加质量影响。
4.9.3 测量设备
4.9.3.1 设备配置
测量设备一般由数据采集器、加速度传感器及处理软件等组成。
4.9.3.2 数据采集系统和处理软件
由数据采集前端、主计算机及其外围设备和相应软件组成， 实现数据采集、预处理。应具有多通道同时采集的能力，保证大规模数据采集的连续性和一致性。
试验软件应能完成几何建模、图形显示、试验设定、激励控制、数据采集、数据处理、数据文件管理、模态分析、结果显示及数据存储打印绘图等功能。
4.9.3.3 传感器
4.9.3.3.1 传感器的要求
加速度传感器的灵敏度、幅频和相频特性应满足试验要求，且重量要轻。
4.9.3.3.2 传感器的布置
测量点主要依据试验要求布置。所布置的测量点应能清晰地反映出结构的各阶振动形态。
传感器应布置在局部刚度较大的位置，避免局部共振。
传感器宜左右对称布置，进行全机测量。操纵面的测量点数应远小于主结构测量点数， 且不宜在操纵面响应过大处布置传感器。
4.9.3.3.3 传感器的安装
传感器应与飞机牢固连接(胶接、蜡接或其他方式)。传感器敏感轴方向应与被测的振动方向一致，且应使全机所有传感器和激振器相位关系协调。应尽量减小测量导线的质量和走向对结构模态特性的影响。
4.9.4 激振设备
4.9.4.1 设备配置
由信号源、功率放大器、激振器及力传感器等组成，应满足如下要求：
a) 应具有多点激励和控制的能力，正弦激励设备应能施加和控制一组单相力(仅有同相或反相的正弦激振力)、随机激励设备应具有互相独立的多通道信号源;
b) 应有稳定的输出特性和统一的相位基准;
c) 飞机振动引起的动力反作用对激振器的输出影响要小;
d) 激振器应有足够的工作行程。
4.9.4.2 激振器的布置
应在结构的一处或多处布置激振器，激振点应避开振型节点，布置在结构比较刚硬的部位。应选择推力合适的激振器，减少激振器附加刚度和附加质量对结构振动特性的影响。
4.9.4.3 激振器的安装
激振器支持采用柔性橡皮绳悬吊或刚性托架支持，应使激振器壳体振动最小，以保证激振力能有效的传递。
激振器与试验件的连接应采用具有足够轴向刚度的柔性(横向刚度小)连杆, 确保激振力的有效传递和试验件与激振器的安全。激振器的安装及其与飞机结构的联接应该简便可靠。
4.10 试验过程中的问题处理
因飞机状态问题(如舵面间隙出现异常)需要中断试验时应由试验委托方和试验承担方共同研究决定。故障排除后由双方认可并经适航部门同意后恢复试验。
试验中如遇异常情况，中断试验时，应关闭激振力;必要时应落下飞机，断开空气弹簧气源，并将激振器全部脱离飞机，排除故障后要经现场指挥检查、验收批准后恢复试验。
试验中如遇突发事件(如突然断电)，应立即中断试验，关闭功放开关，落下飞机，断开空气弹簧气源，并将激振器全部脱离飞机。
5 试验项目和试验程序
5.1 试验项目
地面振动试验应在每个试验状态下测试飞机结构的各阶固有模态，频率应覆盖影响飞机颤振特性的有关频率范围。具体测试项目应根据不同机种和颤振分析的需要，合理的选做下列各振动模态：
a) 飞机在弹性支持下的刚体振动模态。
b) 机翼、机身、尾翼、发动机等飞机主要部件的振动模态。
c) 操纵面的旋转模态。如果操纵面在不同位置的频率不同， 应测量操纵面在不同位置下的旋转模态。
d) 各类调整片的旋转模态。
e) 起落架的振动模态。
f) 特除需要的振动模态。诸如有颤振危险的飞机壁板的模态、空速管的振动模态等。
对每一阶固有模态，都应测量其结构固有频率、振型和结构阻尼系数。对有非线性特性的部件， 应在不同激振幅值下进行测量。
5.2 试验程序
5.2.1 试验流程
试验流程主要包括试验前准备、试验现场准备、正式试验三个阶段。图 1 为试验流程示意图。
图 1 试验流程图
5.2.2 试验前的准备
试验前的准备主要包括：
a) 试验大纲的编写、审签并经适航部门批准;
b) 试验支持方案的确定;
c) 试验设备仪器的准备及计量;
d) 夹具的设计及加工(如需要);
e) 试验软件数据的准备等。
5.2.3 试验现场准备
试验现场的准备主要包括：
a) 飞机状态的确认;
b) 测量设备的安装;
c) 激振设备的安装;
d) 飞机的支持;
e) 调试预试。
试验准备完成后应申请适航审定部门对试验准备状态进行审查，通过后方可进行试验。
5.2.4 试验
按大纲的试验项目进行试验，试验过程应接受适航审查代表目击监控。
试验工作主要包括：
a) 测定共振频率的分布或频率响应函数;
b) 模态的识别和分离;
c) 广义参数的测量及计算等。
5.3 试验方法
5.3.1 试验方法分类
地面振动试验方法有两类：
a) 相位共振法，激励方式为多点稳态正弦激励。
b) 相位分离法，激励方式主要有：
1) 多点步进正弦激励;
2) 多点随机激励;
3) 单点激励，包括单点正弦、单点随机或单点冲击激励。
试验原理见附录 A。
5.3.2 试验方法选择
试验方法的选择应遵循以下原则：
a) 整机地面振动试验应采用多点激励(多点稳态正弦、多点步进正弦或多点随机)，除非特别提出，建议采用多点稳态正弦激励的相位共振法;
b) 操纵面、调整片和襟翼试验可采用单点激励;
c) 简单结构或部件结构试验可选单点激励;
d) 如有必要，大型和复杂的试验可采用相位共振法和相位分离法相结合的方式进行试验，通过模态数据的相关分析，验证试验结果的有效性。
5.3.3 试验步骤
5.3.3.1 相位共振法试验步骤
相位共振法试验步骤如下：
a) 共振频率分布测试。应对全机频谱进行全面测定、为不漏掉重要的共振峰， 所选的频率增量应足够小，宜利用全机所有测量点的响应，采用全机模态指示函数扫频法。
b) 模态分离和识别。按模态指示函数或其他相位共振准则， 手动或自动调节各激振力的幅值与相位，对需要测量的模态逐一进行分离和识别。
c) 广义参数的获取，主要是结构阻尼的测量和广义质量计算。
5.3.3.2 相位分离法试验步骤
相位分离法试验步骤如下：
a) 频率响应函数或单位脉冲响应函数估计;
b) 模态参数识别，得到所需要的飞机结构固有模态。
6 试验结果评定
6.1 模态指示函数
采用相位共振法进行模态识别和分离时，应利用模态指示函数(见附录 B. 1)来判断和评定每个模态的纯度。MIF 大于等于 0.9 为优秀模态(纯模态)，MIF 大于等于 0.8 小于 0.9 为良好模态，对 MIF 小于0.8 的模态应予以改善，若仍小于 0.8，需由任务提出单位和试验承担单位双方讨论确认。若要采用其他相位共振准则，其要求应不低于上述标准。
6.2 振型正交性
应根据测试模态振型的质量加权正交性(见附录 B.2)来控制和评定每个试验状态的模态纯度。
质量归一化振型的广义质量矩阵交叉项小于等于 0. 1 为优秀模态，小于等于 0.2 为良好模态，对超过 0.2 的模态应设法予以改善，若仍大于 0.2 需由试验委托方和试验承担方双方讨论确认。对于振型复杂的高阶模态应当具体问题具体分析。
6.3 模态置信准则
用模态置信准则 MAC(见附录 B.3)检验第 i 阶模态与第j 阶模态之间的相关性。如果 MAC 值接近1(工程应用中一般大于等于 0.8)，表示这两个模态是同一物理振型，否则 MAC 值应很低。
7 试验报告编写
试验结束后，按照试验任务书和试验大纲的规定，分析试验数据和原始记录，编写试验报告，并将试验报告提交适航审定部门审查。
试验报告内容应包括：
a) 试验项目名称;
b) 试验目的、依据;
c) 试验状态及测试项目;
d) 飞机支持;
e) 试验方法原理;
f) 试验设备仪器;
g) 试验步骤;
h) 试验结果及分析;
i) 试验人员等。
同时应提供试验过程中的原始记录和声像资料。
附录 A (资料性附录)试验原理
A.1 相位共振法试验原理
相位共振法的本质是基于结构相位共振原理，通过外加激振力补偿结构的阻尼力，使结构呈现无阻尼固有振动状态。试验时对结构施加多点稳态正弦激励， 通过调力调频控制，使结构处于近似某阶纯模态(即结构各点响应具有相同相位角，其位移(或加速度)响应均与激振力有±90˚相位差)振动状态，可用单自由度模型，确定该阶模态的固有频率、振型和模态阻尼。这种方法不需测量结构的频响函数， 但需对振动响应数据进行实部和虚部分解。
A.2 相位分离法试验原理
基于结构频响函数(频域)或单位脉冲响应函数(时域)与模态参数的关系，根据一定的识别准则(如最小二乘法估计)，将试验数据与参数化的数学模型进行曲线拟合，获得模态参数的估计。
附录 B
(资料性附录)
试验结果的评定方法
B.1 模态指示函数
在相位共振法试验中常用的模态指示函数公式(以加速度响应为例)为：
Re(x..j )x..j
MIF1=1_…………………………………………(B.1)
x..j 2
MI 式中：
Re(x..j ) ——j 点加速度响应实部绝对值;
x..j ——j 点加速度响应的模;
mj ——对应j 测量点的结构离散质量;
L——测量点总数。
在能得到结构对应于测点的离散质量的情况下，最好采用质量加权指示函数。
当结构达到理想的相位共振时，理论上 MIF1=1，MIF2=1。
B.2 振型正交性
对于一种试验状态结束之后，需进行各模态之间正交性检验。对应质量归一化振型的广义质量矩阵[m ]的元素mij 为：
式中：
{φi }——第 i 阶模态向量;
——。阵;
交叉项为各试验模态之间的耦合程度提供了定量检验。应准确计算飞机的每种质量布局的理论质量分布。
B.3 模态确信准则(MAC)
用 MAC 表示第 i 阶模态与第j 阶模态之间的相关性：
式中：
{φi }——第 i 阶模态向量;
{φj }——第j 阶模态向量。
MAC 可检验两个模态向量是否一致。
