飞机抖振响应数据处理及分析方法

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飞机抖振响应数据处理分析方法讨论

飞机抖振响应数据处理分析方法讨论摘要飞机响应抖振具有一定的随机性，并且具有明显的分散性，在对其响应数据进行分析与处理的过程中具有较大难度，为了有效的解决这一问题，本文就主要结合其响应数据的实际特点，建立统计模型来对其响应数据进行处理分析，这对于飞机抖振响应数据处理效率的提升具有积极的作用。

关键词飞机抖振；响应数据；处理分析；方法讨论当飞机处于某种特殊气动弹性耦合效应下的时候，就会出现抖振的随机振动现象，如果战斗机处于大攻角飞行姿态，通常需要承载一定量的抖振载荷，这会直接导致飞机内部部件的疲劳损伤，使得飞机发生飞行安全事故的概率大大增加，在目前的处理方式中，主要是在飞机制造之后，如果发现存在抖振问题，会对设计进行适当的修改，或者是采取抑制减缓措施，这会导致耗费大量的时间与经费，在飞机的研发周期中采取有效的措施减少其抖振问题非常的必要，这就需要在飞机设计、风洞模型试验、飞机试飞几个阶段做好抖振响应数据的处理工作，本文就主要对此予以简单分析探讨。

1 抖振响应数据的预处理工作飞机在发生抖振时，其会产生抖振响应数据，对这些数据在处理的时候，为了防止发生静态响应影响数据处理的结果，需要对飞机各种飞行状态下的抖振响应数据进行去除均值的预处理，一般情况下，为了方便叙述，会将飞机不同飞行状态下的数据依据时间顺序依次进行存放，其中一个飞行状态之下的抖振响应数据称作数据仓，选随机选择一个飞行姿态喜爱的抖振响应数据仓，根据合理的时间间隔，将数据仓内的数据进行划分，可以分为多个子数据块，然后逐一进行编号，表示为：1，2，…，N，应用这种方法获取的数据块中包含n个数据点，为了使分辨率得到保证，临近的子数据块之间相互重叠的部分应该达到百分之五十以上。

首先对子数据块内的数据进行预处理，并简单进行分析，形成第i个子数据模块响应数据序列，即：yi1，yi2，…，yin，i=1，2，…，N，n表示的含义是：数据点的数量。

然后对第i个子数据块中的数据平均方根值进行计算，将其表示为：RMSi（i=1，2，…，N），其计算公式如下式所示：之所以要对其均方根值进行计算，主要是为了进行响应数据的无量纲化处理，对于定位样本的关键状态具有积极的作用。

大修飞机空中飞行异常抖动原因分析

大修飞机空中飞行异常抖动原因分析摘要:飞机在飞行过程中若发生异常抖动将会严重影响安全，所以要分析研究抖动这一现象。

分析异常抖动产生的原因及有效应对措施。

关键词:飞机异常抖动故障1故障现象:大修后飞机空中在一定高度和马赫数时机体发生异常抖动现象。

2故障树分析根据故障现象，结合飞机构造原理进行分析，导致空中飞行异常抖动的原因可能是飞机结构、系统、发动机、附件的技术状态偏离产品的正常状态引起，共梳理底事件14项。

故障树如图1：图1 空中抖动问题故障树3原因分析3.1故障树排查1）结构、系统不可修理部位的间隙、磨损（X1）机体存在部分不可修理部位，有难以检查出的微间隙、磨损。

在修理过程中也存在部分不可达部位，如活动多面的内部结构，这些部位的微间隙和磨损，可能会与气动力耦合，造成飞行异常抖动。

不能排除底事件X1。

2）口盖、舱门闭合不严(X2)对全机口盖、舱门的闭合性及其与机体结构的间隙、阶差进行了检查，检查结果良好。

口盖、舱门闭合检查无问题。

可排除底事件X2。

3）非对称布置的外凸设备受气动力影响（X3）飞行员提出收油门或收左单发后异常抖动消失；而右发在任何状态下均未出现异常抖动。

在针对性的对调左、右发和串装左发后，异常抖动均未消除。

在排除了发动机本体及与机体连接间隙导致飞行异常抖动（见底事件X12、X13）后，分析认为发动机转速会影响发动机的进排气量，进而影响进气道上游的流场。

叠加进气道上游区域飞机几何外形不对称，如天线等，会导致整体气动布局存在微小差异，可能产生分离涡流或者位置不稳定的激波，形成非定常气动载荷，诱发机体振动。

如果附近结构刚度较弱，则可能进一步产生流固耦合振动。

其效果理论上符合与飞行中出现的特定飞行工况，左发较高转速下异常抖动。

不能排除底事件X3。

4）方向舵与机体结构间隙、磨损（X4）对方向舵与机体连接部位进行了检查、修理，目前方向舵与机体连接部位的配合间隙均已符合要求，但飞行异常抖动现象未有明显变化。

航空发动机振动特征分析与控制研究

航空发动机振动特征分析与控制研究随着科学技术的不断发展，航空业已经成为现代经济的重要组成部分之一。

随着航空业的不断扩大，飞机的安全性和性能也成为了广泛的关注点。

航空发动机是飞机的核心部件之一，也是制约飞机性能和安全的重要因素之一。

航空发动机振动是发动机运行中不可避免的现象，如果不及时加以控制和处理，可能会对航空发动机的运行安全产生严重的影响。

一、航空发动机振动特征分析航空发动机振动是由于发动机部件在运动中受到外力或内部因素的影响所引起的。

发动机振动表现为（1）整个发动机的振动、（2）发动机部件的振动，如涡轮、轴承等部件振动、（3）流体动力学不平衡引起的振动。

航空发动机振动的特征分析是为了掌握和了解发动机在运行中的性能、安全和可靠性等方面提供基础数据，常用方法包括模态分析、频域分析、时域分析和有限元分析。

二、航空发动机振动控制研究航空发动机振动对发动机的性能、寿命和安全都会产生不利影响，因此需要对发动机振动进行控制。

航空发动机振动控制有许多方法，如机械减振、电动减振、液压减振和被动控制等。

其中，机械减振是最常用的方法之一。

机械减振是在发动机中添加复杂的机械组件来消除振动，包括使用旋转惯量阻尼器、击打滑块和振幅限制器等。

但是，机械减振有时会增加质量，并引入新的故障源。

电动减振是现代航空发动机振动控制研究的一项重要技术，其基本原理是通过感应器收集振动信号，通过处理和控制设备产生电动力并施加在发动机上瞬时减振。

电动减振具有较高的减振效果，但其成本相对较高。

液压减振是航空发动机振动控制的一种能有效控制低频振动的方法。

液压减振通过将液压器件装配在发动机振动部位，防止振动扩散到整个块上。

液压减振对于减少振动、降低噪音和提高舒适性有显著效果。

被动控制是一种简单而易行的方法，可以通过优化发动机中部件的布局和减震材料的使用来达到减振的目的。

被动控制方法具有成本低廉、适用范围广的特点，但其减振效果相对较差。

综上所述，航空发动机振动特征分析和控制研究是航空工程中至关重要的课题，在航空事故的预防和性能优化等方面都具有重要的意义和作用。

航空器的动态响应分析与优化方法研究与探讨

航空器的动态响应分析与优化方法研究与探讨在现代航空领域，航空器的性能和安全性至关重要。

其中，航空器的动态响应分析与优化方法是提高航空器性能、确保飞行安全的关键环节。

本文将对航空器的动态响应分析与优化方法进行深入的研究与探讨。

一、航空器动态响应分析的重要性航空器在飞行过程中会受到各种力和扰动的作用，例如空气动力、发动机推力、操纵输入以及大气紊流等。

这些因素会导致航空器的结构产生振动、变形和应力变化，从而影响航空器的飞行性能、稳定性和安全性。

通过对航空器的动态响应进行分析，我们可以了解航空器在不同工况下的运动特性和结构响应，为航空器的设计、制造和维护提供重要的依据。

例如，在设计阶段，通过动态响应分析可以优化航空器的结构参数，提高其结构强度和刚度，降低振动和噪声水平；在制造阶段，可以通过动态响应测试来检验航空器的结构质量和性能是否符合设计要求；在维护阶段，可以通过监测航空器的动态响应来及时发现潜在的故障和缺陷，采取相应的维修措施，保障航空器的飞行安全。

二、航空器动态响应分析的基本理论和方法（一）动力学方程的建立航空器的动态响应分析通常基于动力学方程的建立。

动力学方程描述了航空器的运动状态与所受外力之间的关系。

在建立动力学方程时，需要考虑航空器的质量分布、惯性特性、弹性特性以及外力的作用方式等因素。

常见的动力学方程有拉格朗日方程、哈密顿原理和牛顿定律等。

根据航空器的具体结构和运动形式，选择合适的动力学方程进行推导和求解。

（二）有限元分析方法有限元分析是目前航空器动态响应分析中广泛应用的一种数值方法。

它将航空器的结构离散为有限个单元，通过对每个单元的力学特性进行分析，建立整个结构的数学模型，然后求解得到结构的动态响应。

有限元分析可以考虑航空器结构的复杂几何形状、材料特性和边界条件，能够准确地预测结构的振动、变形和应力分布。

同时，通过与试验结果的对比，可以不断修正和完善有限元模型，提高分析的准确性。

（三）模态分析模态分析是研究航空器结构固有振动特性的一种重要方法。

飞机颤振现象数值模拟

飞机颤振现象数值模拟近年来，随着飞机工业的不断发展，飞机颤振现象的问题也越来越受到关注。

飞行中的颤振不仅给乘客带来恐慌，严重的颤振还会对机身以及机械设备造成不可逆的损伤。

因此，我们需要对飞机颤振现象进行数值模拟分析，以更好地理解颤振的成因和特性，并寻求有效的解决方案。

飞机颤振的成因主要包括三个方面：结构强度、飞行状态及环境因素。

其中，结构强度是最主要的因素。

在飞行中，飞机机身及其附属物受到的气动力、重力等多种外力的作用，从而在某些特定的频率下产生振动。

这种振动会向飞机的其他部位传递，进而对机身结构造成损伤。

因此，为了避免颤振现象的发生，我们需要对飞机结构强度进行分析和优化设计。

在计算机辅助设计软件的帮助下，我们可以对飞机进行三维建模，并将其纳入数值模拟分析。

通过建立合理的数学模型和仿真分析，我们可以得出飞机在特定频率下的应力分布和振动情况，以此检测飞机的强度和耐久性。

同时，在飞行状态及环境因素方面，我们也应进行充分考虑。

飞机在空气动力学环境下的状态是非常复杂的，因而对飞行过程进行准确的建模和仿真是非常必要的。

通过仿真，我们可以模拟飞机在各种气流和涡流下的流场变化情况，以此来研究飞机在不同气流环境中的耐受性。

除了结构强度和飞行状态外，外界环境因素对飞机颤振也产生着重要的影响。

当飞机遇到强烈的自然过程诸如大风暴和雷击等情况时，其结构会受到很大的威胁。

因此，在设计过程中，应该根据地貌和气象条件来选择适当的飞行路径，以减小或避免飞机遭受强烈的自然过程的影响。

总体上，在解决飞机颤振问题方面，需要针对以上三个方面进行充分的研究和分析。

除了数值模拟分析之外，我们还应该对于飞机的结构设计、飞行规划等方面做出改进和完善。

这样，飞机颤振现象才能得到更好的控制和管理。

在数值模拟的过程中，我们需要采用一些专业的工具和软件。

其中，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）是最为常见的模拟工具。

CFD主要用于描述飞机在流动场中的运动行为，而FEA则主要用于分析飞机受到各种载荷时的应力和变形情况。

航空器的动态响应分析与控制

航空器的动态响应分析与控制在现代航空领域，航空器的动态响应分析与控制是确保飞行安全、提高飞行性能和优化飞行体验的关键环节。

当航空器在天空中翱翔时，它会受到各种力和扰动的作用，而如何准确地分析和有效地控制这些动态响应，对于航空工程师和科研人员来说是至关重要的课题。

要理解航空器的动态响应，首先得明白什么是动态响应。

简单来说，就是航空器在飞行过程中对外部干扰或内部变化所产生的一系列反应。

这些反应包括姿态的改变、速度的波动、高度的变化等等。

而这些变化又会相互影响，形成一个复杂的动态系统。

外部干扰因素多种多样，比如气流的不稳定、突发的风切变、其他航空器的尾流等。

内部变化则可能源于发动机的工作状态改变、燃油消耗导致的重心移动、控制面的动作等。

当这些因素作用于航空器时，它的响应可能是迅速而剧烈的，也可能是缓慢而渐进的。

为了对航空器的动态响应进行分析，工程师们会运用一系列的理论和方法。

其中，数学建模是基础。

通过建立航空器的数学模型，可以将其复杂的物理特性和运动规律用数学方程来描述。

这些方程涵盖了力的平衡、力矩的平衡、空气动力学原理等多个方面。

然后，利用计算机模拟技术，对这些数学模型进行求解和分析，从而预测航空器在不同情况下的动态响应。

在数学建模中，需要考虑到航空器的结构特性、气动特性以及控制系统等多个方面。

航空器的结构决定了其质量分布、惯性特性等，而气动特性则描述了它与空气相互作用时产生的力和力矩。

控制系统则负责对航空器的运动进行调节和控制。

在分析航空器的动态响应时，还会用到实验研究的方法。

通过在风洞中进行试验，可以模拟不同的气流条件和飞行姿态，测量航空器所受到的力和力矩，以及观察其表面的气流流动情况。

此外，实际飞行测试也是获取动态响应数据的重要手段。

在真实的飞行环境中，通过安装在航空器上的各种传感器，可以采集到大量的飞行数据，这些数据对于验证和改进数学模型具有重要的意义。

在了解了航空器的动态响应之后，接下来就是如何对其进行控制。

某型直升机空中低频振动原因分析及问题处理

河南科技Henan Science and Technology 机械与动力工程总第804期第10期2023年5月某型直升机空中低频振动原因分析及问题处理郑坤薛晨吕一鸣周圣宏（昌河飞机工业集团有限责任公司，江西景德镇333000）摘要：【目的】通过低频振源频率分析和机载振动监测系统监测来研判直升机的低频振动问题，为同类问题的分析与处理提供一定的参考。

【方法】对某型机主旋翼1Ω振动、主尾旋翼形成的拍振和传动链扭振进行振动机理分析，结合振动数据进行判读。

【结果】从主桨振动和主桨锥体两个方面改善主旋翼1Ω振动，从基础频率、振动水平和飞行姿态三个方面改善主尾旋翼形成的拍振，从旋翼、传动、动力三个系统及飞行姿态等方面改善传动链扭振。

【结论】直升机振动故障排除需要通过振动的表象结合数据分析找到故障的根源，改善直升机振动问题，进一步保证飞行安全。

关键词：直升机；振动；飞行振动数据；使用维护建议中图分类号：V217.33文献标识码：A文章编号：1003-5168（2023）10-0044-04 DOI：10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.010.009Cause Analysis and Problem Solving of a Fault on Low Frequency Vibration in Air Condition of a Certain HelicopterZHENG Kun XUE Chen LYU Yiming ZHOU Shenghong(Changhe Aircraft Industries Group Co.,Ltd.,Jingdezhen333000,China)Abstract:[Purposes]Through the frequency analysis of low frequency vibration source and the monitor⁃ing of airborne vibration monitoring system,the low frequency vibration problem of helicopter is analyzed and judged,which provides some guiding significance for the analysis and treatment of similar problems. [Methods]Through analyzing the vibration mechanism of the1Ωvibration of the main rotor and the beat vibration formed by the main tail rotor and the torsional vibration of the transmission chain of a certain type of aircraft,and combing with the vibration data,relevant analysis was made.[Findings]The1Ωvi⁃bration of the main rotor was improved from the two aspects of the main rotor vibration and the main rotor cone.The beat vibration of the main and tail rotor was improved from the three aspects of basic fre⁃quency,vibration level and flight attitude.The torsional vibration of the transmission chain was improved from the three systems of rotor,transmission,power and flight attitude.[Conclusions]Helicopter vibra⁃tion troubleshooting needs to find the root cause of the fault through the appearance of vibration com⁃bined with data analysis,improve helicopter vibration,and further ensure flight safety.Keywords:helicopter;vibration;data of vibration during flight;maintenance suggestion0引言低频振动对人体的危害主要是精神方面的刺激和身体功能的下降。

飞机结构的振动特性分析与减振设计

飞机结构的振动特性分析与减振设计1. 引言飞机是一种复杂的工程系统，其结构在使用过程中会受到各种载荷作用而发生振动。

这些振动不仅会对飞机性能、舒适性和安全性产生影响，也会对乘客和机组人员的身体健康造成潜在威胁。

因此，对飞机结构的振动特性进行分析和减振设计至关重要。

2. 飞机结构的振动特性分析2.1 飞行加速度场的建立在飞机振动特性分析中，首先需要建立飞行加速度场。

飞行加速度场是描述飞机在各飞行工况下所受到的加速度分布的数学模型。

通过飞行加速度场的建立，可以确定飞机不同位置的加速度响应，进而分析飞机结构的振动特性。

2.2 结构模态分析结构模态分析是飞机振动特性分析的重要手段。

通过模态分析，可以得到飞机结构的固有频率、振型和阻尼特性等信息。

这些参数对于评估飞机结构的振动响应和提出减振设计方案非常关键。

3. 飞机结构的减振设计3.1 主动减振设计主动减振设计采用主动控制手段，通过在飞机结构中引入能够感知和响应振动的传感器、执行器和控制算法等，来实现对振动的主动控制和减小。

主动减振设计可以根据振动特性的分析结果，调节控制参数和控制策略，使飞机结构能够实时地消除或减小振动响应，提高飞机的舒适性和安全性。

3.2 被动减振设计被动减振设计通过在飞机结构中引入各种减振装置，如减振器、阻尼器等，来消耗和吸收结构振动的能量，降低振动响应。

被动减振设计不需要外部能源输入，具有成本低、可靠性高等优点，可以在设计初期就通过结构参数的优化来实现减振效果。

4. 结论飞机结构的振动特性分析和减振设计是保证飞机性能和舒适性的重要工作。

振动特性分析可以为减振设计提供准确的基础数据，而减振设计可以通过引入主动或被动减振手段来降低飞机结构的振动响应。

进一步的研究和发展将有助于提高飞机结构的振动控制技术，为飞机的舒适性和安全性提供更好的保障。

民用飞机雷电试验中的结构振动响应研究

民用飞机雷电试验中的结构振动响应研究随着现代民用飞机的快速发展，对于雷电对飞机结构的影响越来越受到重视。

雷电试验是检验飞机设计的重要手段之一，而在飞机雷电试验中，结构振动响应成为研究的关键点之一。

本文旨在探讨民用飞机雷电试验中的结构振动响应，并提出相应的研究方法和解决方案。

一、背景介绍雷电是自然界中一种非常强大的电现象，当雷击飞机时，电流将通过飞机结构体，导致结构发生振动。

这种振动可能对飞机结构的安全性和可靠性造成严重影响，因此对于雷电试验中的结构振动响应的研究具有重要的实际意义。

二、研究方法1. 数值模拟方法针对飞机雷电试验中的结构振动响应问题，可以使用数值模拟方法进行研究。

通过建立相应的数值模型，采用有限元法等数值计算方法，可以模拟雷电冲击下飞机结构的振动情况。

数值模拟方法具有计算成本低、实验环境可控等优点，是研究结构振动响应的重要手段之一。

2. 实验研究方法除了数值模拟方法外，实验研究也是研究结构振动响应的重要方法之一。

在飞机雷电试验中，可以通过安装传感器等设备，实时监测飞机结构的振动响应情况。

通过实验研究，可以直观地观察并记录飞机结构在雷电冲击下的振动情况，为进一步分析结构响应提供实验数据。

三、结构振动响应分析1. 雷电冲击下的结构振动在飞机遭遇雷电冲击时，电流将通过飞机的结构体，引起结构振动。

这种振动可能表现为结构的弯曲、扭转、纵向等不同形式的振动。

通过数值模拟和实验观测，可以对不同雷电冲击下的结构振动进行分析和研究。

2. 结构振动对飞行性能的影响结构振动响应可能对飞机的飞行性能产生一定影响。

振动导致的结构变形可能会改变飞机气动特性，影响飞机的升力、阻力等重要参数，进而影响飞机的飞行稳定性和操纵性。

因此，对结构振动与飞行性能之间的关系进行研究，对飞机的设计和运行具有重要意义。

四、降低结构振动的方法针对飞机雷电试验中结构振动响应的问题，可以采取一系列措施来降低结构振动。

1. 结构设计优化通过对飞机结构的优化设计，减小结构振动的可能性。

某航空飞行控制系统振动特性分析与控制

某航空飞行控制系统振动特性分析与控制引言：航空飞行控制系统是航空运输中至关重要的组成部分，其稳定性和可靠性直接关系到飞行安全。

控制系统的振动特性是一个非常重要的研究问题，其分析和控制对确保飞行控制系统的正常工作具有重要意义。

本文将重点对某航空飞行控制系统的振动特性进行分析，并提出相应的控制方法，以期为设计和优化飞行控制系统提供参考。

一、振动特性分析在分析振动特性之前，先介绍几种常见的航空飞行控制系统中的振动现象。

首先是自由振动，即在没有外力作用的情况下，系统受到扰动后的自我振动。

其次是受迫振动，当外界施加周期性的激励力时，系统产生的振动。

最后是受阻尼振动，即系统在受到扰动后通过阻尼的作用逐渐衰减的振动。

某航空飞行控制系统的振动特性主要有以下几个方面：1. 自由振动特性：通过对控制系统进行初始条件下的分析，可以得到其固有频率、固有振型等信息。

这些信息对于系统的稳定性分析和改进至关重要。

2. 受迫振动特性：当外界施加周期性激励力时，控制系统会产生共振现象，并产生对应的振幅增大。

因此，需要对外界激励力进行分析，并通过合理的控制手段抑制共振。

3. 阻尼振动特性：阻尼是控制系统中一种重要的能量消耗方式，通过对阻尼的研究，可以得到控制系统的阻尼比、阻尼系数等参数。

合理地选择和设计阻尼装置，可以有效地控制振动。

二、振动控制方法为了降低航空飞行控制系统的振动，并提升其稳定性和可靠性，需要采取一系列的振动控制方法。

下面介绍几种常见的振动控制方法。

1. 主动振动控制：主动振动控制是指通过主动干预控制系统的外部激励力或内部响应，以实现振动的控制。

常用的主动振动控制手段包括：主动阻尼控制、主动质量调节和主动力控制等。

2. 被动振动控制：被动振动控制是指依靠触发某种自动化反馈机制，以调整系统的结构参数或外部约束条件，从而抑制系统的振动。

常用的被动振动控制手段包括：减振器、振动吸收器和柔性支撑等。

3. 智能振动控制：智能振动控制是指采用人工智能技术来控制系统的振动。

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振
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第３第６期０卷
ＪＯＵＲＮＡ１ＯＦＶＩＢＲＡＯＮＡＮＤＳＴＩ处理及分析方法
陈帅，杨智春，李斌
７０７）１０２
（北工业大学航空学院结构动力学与控制研究所，安西西
ｌｋｌｈｏｓｉｔｏｉｅｉｏｄｅｔｍａｉｎ．Ｔｈｔｏｆｄｓｒｂｔｒｔｓｓｐｏｏｅｏｆｒａｃｉｅｉｎｆｒｄｔｒｎｎｔｃｕａｙ．ＴｅｅｍｅｈｄｏｉｔｉｕｉｅｔｗａｒｐｓｄｔｏｍｒｔｒｏｅｅｍｉｉｇｉｓａｃｒｃｏＬｏｈｎａｍｐｉｉａｔｐｆｎｔｎｗａｎｒｄｃｄｔｅｒｓｎｎｅｒｃｌｓｅｕｃｉｓｉｔｏｕｅｏｒｐｅｅｔＲＭＳｖｒａｉｎｕｄｒｔｅｇｖｎｆｉｈｏｄｔｏ．Ａｃｏｄｎｏｔｏａｉｔｏｎｅｈｉｅｇｔｃｎｉｎｌｉｃｒｉｇｔｈｅ
应飞行状态下的响应分布，可用于飞机设计与强度校核。由实际飞行试验抖振数据的处理与分析表明，方法具备一就此定的合理性。
关键词：抖振；数据处理；布尔分布；威极大似然估计；分布检验
Ａｂｔａｔ：Ａｉｎｔｄｖｌｐｉｇｂｆｔｆｔｇｐｅｔｕ，ｐｅｉｔｎｉｎＯｏｓｒｃｍｉｇａｅｅｏｎｕｆａｉｕｅｓｃｒｍｅｒｄｃｉｇｌｅａｄＳｎ，ｔｅｈｄｏａａｐｏｅｓａｄｆｈｅｍｔｏｆｄｔｒｃｓｎａａｙｉｓｐｏｏｅｎｅｎｆｅｉｈｏｄｔｎａｄｕｉｇｔｅｐｏａｉｉｔｃｍｏｅｏｄｃｅｓａａｓａｔｒｎ．ＴｈｎｌｓｓｗａｒｐｓｄｕｄｒａｕｉｉｄｆｇｔｃｎｉｉｎｓｎｈｒｂｂｌｓｉｄｌｔｅｒａｅｄｔｃｔｉｇｌｏｅｅｄｎｍｉｉｉｔｒｅｒｐｉｉｔｅｅａｈｃｓｂｓｎｕｔｂｅｔｍｅｒｎｅＴｈｔｔｓｉａｈｒｃｅｉｔｃｆｅｃｙａｃｔｍｅｈｓｏｉｓｗｅｅｓｌｔｎｏｓｖｒｌｂ，ｋｙｕｉｇａｓｉａｌｉａｇ．ｅｓａｉｔｃｌｃａａｔｒｓｉｓｏａｈ
ｓｕｒｓｏｉｅｅｔｌｃｓｗｅｅｓｄｆｒｒｐｅｅｔｇＲＭＳａｉｔｎＴｅｅｂｌｉｔｂｔｎａｃｏｅａｈｑａｅｆｄｆｒｎｂｏｋｒｕｅｏｅｒｓｎｉｆｎｖｒｉ．ｈＷｉｕｌｓｉｕｉｗｓｈｓｎｓｔｅａｏｄｒｏ
ｂｏｋｗｅｅｉｖｓｉａｅｏｅｐｅｓｔｅｒｓｏｅｄｓｒｂｔｏｔｔｏｒｓｏｄｎｏｔｍｅｎｓｕｒｌｃｒｎｅｔｇｔｄｔｘｒｓｈｅｐｎｓｉｔｉｕｉｎｗｉｉｓｃｒｅｐｎｉｇｒｏａｑａｅ，ｗｈｌｈｏｔｍｅｎｈｉｅｔｅｒｏａ
摘要：为了编制抖振疲劳谱、估算抖振疲劳寿命等，必须预先对时域的抖振响应数据进行处理与分析。考虑到
抖振响应的随机特性，别是其显著的分散性，立了统计模型来对其分析处理。针对同一飞行状态下数据仓中的抖振特建
中图分类号：Ｖ１．６０２２５３＋；３４文献标识码：Ａ
ＭｅｈｄｏｔｏｅｓｎｎｎｌｓｓｆｒａｒｒｆｆｅｅｐｎｅｔｏｆｄａａｐｒｃｓｉｇａｄａａｙｉｏｉｃａｔｂｕｔｒｓｏｓＣＨＥＮｈａ，ＹＳｕｉＡＮＧＺｈ —ｈｕｉｃｎ，ＬｎＩＢｉ
ａｓｍｐｉｎｏｒｓｎｅｉｔｉｕｔｎｎａｈｌｃａｄｔｐｒｍｅｅｓｓｕｔｆｅｐｏｓｄｓｒｂｉｉｅｃｂｏｋｎｉｏｏｓａａｔｒｗｅｅｂｔｉｅｔｏｇｔｅｒｏａｎｄｈｕｈｈｍｅｈｄｆｍａｉｍｔｏｏｘｍｕ
（ｎｔｕｅｏｔｃｒｙａｉｎｏｔｌＳｈｏｏＡｒｎｕｉｓＮｒｗｓｒｏｔｈｉｌｎｅｓｙＸ ’ ０２ＣｉａＩｓｔｔｆｒｔａＤｎｍｃａｄＣｎｏ，ｃｏｌｆｅａｔ，ｏｈｅｔｎＰｌｅｎａＵｉｒｔ，ｉｎ７７，ｈｎ）ｉＳｕｕｌｓｒｏｃｔｅｙｃｃｖｉａ１０
响应数据，将其划分为若干子数据块，以子数据块中数据统计特征来描述对应子数据块均方根下的响应分布情况，而以对应飞行状态下各子数据块的均方根分布情况来描述该状态下抖振响应的总体分布趋势以及选择其关键响应状态水平。首先，采用威布尔分布假设，运用极大似然估计法对子数据块的数据进行分布参数估计，并给出＿分布假设的检验方法；ｒ然后，采用 “ 三步进 ” 经验函数来描述抖振响应均方根的分布规律。在所研究的基础上，根据给出的抖振数据处理与分析结果使用流程，即只需根据确定的几个关键均万根水平，定位到相应的子数据块，再结合子数据块数据的统计模型得到对