一种大型飞机地面振动模态测试方法

摘要

本发明公开了一种大型飞机地面振动模态测试方法，包括以下步骤：一、在试验飞机上安装传感器；二、模拟飞机空中悬浮状态；三、在试验飞机上布置并安装激振器；四、系统调试；五、测试试验飞机的机体主模态；六、测试试验飞机的各操纵面模态。本发明适用性强，可有效应用于大型飞机全尺寸地面共振试验，通过多种不同的激振器数量和组合方式，在机体各部位协调激振，提高大型飞机模态参数测试效率，通过优化激振力位置和大小，能有效解决机翼变形大、低频模态密集、结构非线性等大型飞机全尺寸地面振动试验难题，进而提升试验结果精度。

权利要求

1.一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、在试验飞机上安装传感器：在试验飞机的机体各测试部位均安装多个加速度传感器（16），并将加速度传感器（16）、数据采集器（11）和测试计算机（12）依次连接后构成一个测试系统；

其中，所述试验飞机的机体各测试部位包括机翼（1）、机身（2）、平尾（3）、垂尾（4）、发动机（5）、内襟翼（6）、外襟翼（7）、副翼（8）、升降舵（9）和方向舵（10）上均安装加速度传感器（16）；

步骤二、模拟飞机空中悬浮状态；

步骤三、在试验飞机上布置并安装激振器：在试验飞机的机体各测试部位上均安装激振器（13），在每个激振器（13）上均连接一个功率放大器（14），将多个功率放大器（14）均与力矢量控制器（15）连接，同时将力矢量控制器（15）与测试计算机（12）连接后构成一个激振系统，所述测试系统和激振系统构成试验测试系统；

所述机身（2）的机头设置有两个激振器（13），两个所述机翼（1）上均设置有三个激振器（13），两个所述平尾（3）上均设置有三个激振器（13），所述垂尾（4）上设置有两个激振器（13），两个所述发动机（5）上均设置有两个激振器（13），两个内襟翼（6）和两个外襟翼（7）上分别设置有一个激振器（13），两个所述副翼（8）上分别设置有一个激振器（13），两个所述升降舵（9）上分别设置有一个激振器（13），所述方向舵（10）上设置有一个激振器（13）；

其中，多个所述激振器（13）的激振方向均垂直于安装位置的飞机结构表面；

所述机身（2）上的两个激振器（13）分别安装在机头的一侧和机头的底部，所述机翼（1）上的三个激振器（13）分别安装在机翼（1）的尖部前缘、尖部顶面和中部，所述平尾（3）上的三个激振器（13）分别安装在平尾（3）的尖部前缘、尖部顶面和根部，所述垂尾（4）上的两个激振器（13）分别安装在垂尾（4）的尖部一侧和尖部前缘，所述发动机（5）上的两个激振器（13）分别安装在发动机（5）的底部和一侧；

步骤四、系统调试：通过力矢量控制器（15）调节所述试验飞机的两个机翼（1）尖部安装的激振器（13）的激振相位和激振力大小进行激振试验，并通过加速度传感器（16）采集所述试验飞机机体的振动响应，根据测得的振动响应对所述试验测试系统进行调试，直至整个试验测试系统工作正常；

步骤五、测试试验飞机的机体主模态：通过力矢量控制器（15）依次调节所述试验飞机的机翼（1）、机身（2）、平尾（3）、垂尾（4）和发动机（5）上安装的激振器（13）的激振相位和激振力大小，对所述试验飞机的机翼（1）、机身（2）、平尾（3）、垂尾（4）和发动机（5）各承力位置进行激振试验，并通过加速度传感器（16）采集所述试验飞机机体的振动响应，得到试验飞机机体各阶主模态；

通过改变两个所述机翼（1）中部安装的激振器（13）的相位差，对所述试验飞机的两个所述机翼（1）的尖部和中部承力肋板靠前位置同时进行激振，得到机翼各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及机翼各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；

通过改变两个所述平尾（3）尖部顶面安装的激振器（13）的相位差，对所述试验飞机的两个平尾（3）尖部承力肋板的靠前位置同时进行激振，得到平尾各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及平尾各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；

通过所述垂尾（4）尖部一侧安装的激振器（13）对所述试验飞机的垂尾（4）尖部承力肋板的靠前位置进行激振，得到垂尾各阶侧向弯曲和扭转模态；

分别通过所述机身（2）上安装的两个激振器（13）对所述试验飞机的机身（2）头部位置的承力框架进行激振，得到机身各阶垂直弯曲模态和机身各阶侧向弯曲模态；

通过两个所述平尾（3）根部安装的激振器（13）对所述试验飞机的两个平尾（3）根部承力肋板的靠前位置同时进行激振，得到机身各阶扭转模态；

通过两个所述发动机（5）底部安装的激振器（13）对所述试验飞机的两个发动机（5）前部的承力位置处同时进行激振，得到发动机对称俯仰模态及发动机反对称俯仰模态；

通过两个所述发动机（5）一侧安装的激振器（13）对所述试验飞机的两个发动机（5）前部的承力位置处同时进行激振，得到发动机对称侧平航及偏航模态、发动机反对称侧平航及偏航模态；

通过两个所述机翼（1）尖部前缘上安装的激振器（13）对所述试验飞机的两个机翼（1）尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，得到机翼各阶对称面内弯曲模态及机翼各阶反对称面内弯曲模态；

通过两个所述平尾（3）尖部前缘上安装的激振器（13）对所述试验飞机的两个平尾（3）尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，得到平尾各阶对称面内弯曲模态及平尾各阶反对称面内弯曲模态；

通过所述垂尾（4）尖部前缘安装的激振器（13）对所述试验飞机的垂尾（4）尖部前缘承力肋板位置进行激振，得到垂尾各阶面内弯曲模态；

步骤六、测试试验飞机的各操纵面模态：通过力矢量控制器（15）依次调节所述试验飞机的内襟翼（6）、外襟翼（7）、副翼（8）、升降舵（9）和方向舵（10）上安装的激振器（13）的激振相位和激振力大小，对所述试验飞机的各操纵面外侧承力位置进行激振，并通过加速度传感器（16）采集所述试验飞机机体的振动响应，得到试验飞机机体各操作面旋转模态；

可有效应用于大型飞机全尺寸地面共振试验，通过多种不同的激振器数量和组合方式，在机体各部位协调激振，提高大型飞机模态参数测试效率，通过优化激振力位置和大小，能有效解决机翼变形大、低频模态密集、结构非线性等大型飞机全尺寸地面振动试验难题，进而提升试验结果精度。

2.按照权利要求1所述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤三中，所述激振器（13）通过连杆（17）和真空吸盘（19）与所述试验飞机的机体进行连接，真空吸盘（19）通过橡胶软管（18）与真空负压站连接。

3.按照权利要求1所述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤四中，所述试验飞机的两个机翼（1）尖部安装的激振器（13）的激振相位一致且同时进行激振。

说明书

一种大型飞机地面振动模态测试方法

技术领域

[0001] 本发明属于飞机振动测试技术领域，具体涉及一种大型飞机地面振动模态测试方法。

背景技术

[0002] 随着航空领域的快速发展，各领域的运载需求日益增长，对飞机提出了大载重、长航时等新要求。大型飞机极大提升了军民用领域的运载能力，大型飞机在整体尺寸、气动外形、机体结构等方面采用了全新设计，表现出大尺寸、大重量、大展弦比机翼等特点。大型飞机一般是指起飞总重超过100吨的运输类飞机，包括军用大型运输机和民用大型运输机，也包括一次航程达到3000公里的军用飞机。

[0003] 全尺寸地面振动试验是飞机研制过程中的一项重要验证试验，在飞机首飞前开展，通过机上地面试验的方式，测试飞机的共振频率、振型、阻尼比、广义质量等动力学参数，为飞机动力学模型修正、飞控系统设计及飞机颤振试飞提供关键的数据支持，为飞机成功首飞提供重要技术保障。

[0004] 传统模态试验主要针对中小型飞机，采用简单的激振力配置，在各部件上布置一个激振力，即可通过调频调力得到机体的相关模态参数。大型飞机规模大、尺寸大、结构形式复杂，给全尺寸地面振动试验带来了巨大的难度和挑战，传统的激振力配置方法无法满足大型飞机的试验需求。激振力布置时，不仅要考虑机翼大变形、低频模态密集、结构非线性等问题，还要协调各部件之间不同激振力的组合和相位关系，因此需要提出一种合理的激振力配置来进行飞机的模态测试。

发明内容

[0005] 本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种大型飞机地面振动模态测试方法，其适用性强，可有效应用于大型飞机全尺寸地面共振试验，通过多种不同的激振器数量和组合方式，在机体各部位协调激振，提高大型飞机模态参数测试效率，通过优化激振力位置和大小，能有效解决机翼变形大、低频模态密集、结构非线性等大型飞机全尺寸地面振动试验难题，进而提升试验结果精度。

[0006] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

[0007] 步骤一、在试验飞机上安装传感器：在试验飞机的机体各测试部位均安装多个加速度传感器，并将加速度传感器、数据采集器和测试计算机依次连接后构成一个测试系统；

[0008] 其中，所述试验飞机的机体各测试部位包括机翼、机身、平尾、垂尾、发动机、内襟翼、外襟翼、副翼、升降舵和方向舵上均安装加速度传感器；

[0009] 步骤二、模拟飞机空中悬浮状态；

[0010] 步骤三、在试验飞机上布置并安装激振器：在试验飞机的机体各测试部位上均安装激振器，在每个激振器上均连接一个功率放大器，将多个功率放大器均与力矢量控制器连接，同时将力矢量控制器与测试计算机连接后构成一个激振系统，所述测试系统和激振系统构成试验测试系统；

[0011] 步骤四、系统调试：通过力矢量控制器调节所述试验飞机的两个机翼尖部安装的激振器的激振相位和激振力大小进行激振试验，并通过加速度传感器采集所述试验飞机机体的振动响应，根据测得的振动响应对所述试验测试系统进行调试，直至整个试验测试系统工作正常；

[0012] 步骤五、测试试验飞机的机体主模态：通过力矢量控制器依次调节所述试验飞机的机翼、机身、平尾、垂尾和发动机上安装的激振器的激振相位和激振力大小，对所述试验飞机的机翼、机身、平尾、垂尾和发动机各承力位置进行激振试验，并通过加速度传感器采集所述试验飞机机体的振动响应，得到试验飞机机体各阶主模态；

[0013] 步骤六、测试试验飞机的各操纵面模态：通过力矢量控制器依次调节所述试验飞机的内襟翼、外襟翼、副翼、升降舵和方向舵上安装的激振器的激振相位和激振力大小，对所述试验飞机的各操纵面外侧承力位置进行激振，并通过加速度传感器采集所述试验飞机机体的振动响应，得到试验飞机机体各操作面旋转模态。

[0014] 上述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤三中，所述机身的机头设置有两个激振器，两个所述机翼上均设置有三个激振器，两个所述平尾上均设置有三个激振器，所述垂尾上设置有两个激振器，两个所述发动机上均设置有两个激振器，两个内襟翼和两个外襟翼上分别设置有一个激振器，两个所述副翼上分别设置有一个激振器，两个所述升降舵上分别设置有一个激振器，所述方向舵上设置有一个激振器；

[0015] 其中，多个所述激振器的激振方向均垂直于安装位置的飞机结构表面。

[0016] 上述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：所述机身上的两个激振器分别安装在机头的一侧和机头的底部，所述机翼上的三个激振器分别安装在机翼的尖部前缘、尖部顶面和中部，所述平尾上的三个激振器分别安装在平尾的尖部前缘、尖部顶面和根部，所述垂尾上的两个激振器分别安装在垂尾的尖部一侧和尖部前缘，所述发动机上的两个激振器分别安装在发动机的底部和一侧。

[0017] 上述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤三中，所述激振器通过连杆和真空吸盘与所述试验飞机的机体进行连接，真空吸盘通过橡胶软管与真空负压站连接。

[0018] 上述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤四中，所述试验飞机的两个机翼尖部安装的激振器的激振相位一致且同时进行激振。

[0019] 上述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤五中，通过改变两个所述机翼中部安装的激振器的相位差，对所述试验飞机的两个所述机翼的尖部和中部承力肋板靠前位置同时进行激振，得到机翼各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及机翼各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；

[0020] 通过改变两个所述平尾尖部顶面安装的激振器的相位差，对所述试验飞机的两个平尾尖部承力肋板的靠前位置同时进行激振，得到平尾各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及平尾各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；

[0021] 通过所述垂尾尖部一侧安装的激振器对所述试验飞机的垂尾尖部承力肋板的靠前位置进行激振，得到垂尾各阶侧向弯曲和扭转模态；

[0022] 分别通过所述机身上安装的两个激振器对所述试验飞机的机身头部位置的承力框架进行激振，得到机身各阶垂直弯曲模态和机身各阶侧向弯曲模态；

[0023] 通过两个所述平尾根部安装的激振器对所述试验飞机的两个平尾根部承力肋板的靠前位置同时进行激振，得到机身各阶扭转模态。

[0024] 上述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤五中，通过两个所述发动机底部安装的激振器对所述试验飞机的两个发动机前部的承力位置处同时进行激振，得到发动机对称俯仰模态及发动机反对称俯仰模态；

[0025] 通过两个所述发动机一侧安装的激振器对所述试验飞机的两个发动机前部的承力位置处同时进行激振，得到发动机对称侧平航及偏航模态、发动机反对称侧平航及偏航模态。

[0026] 上述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，其特征在于：步骤五中，通过两个所述机翼尖部前缘上安装的激振器对所述试验飞机的两个机翼尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，得到机翼各阶对称面内弯曲模态及机翼各阶反对称面内弯曲模态；

[0027] 通过两个所述平尾尖部前缘上安装的激振器对所述试验飞机的两个平尾尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，得到平尾各阶对称面内弯曲模态及平尾各阶反对称面内弯曲模态；

[0028] 通过所述垂尾尖部前缘安装的激振器对所述试验飞机的垂尾尖部前缘承力肋板位置进行激振，得到垂尾各阶面内弯曲模态。

[0029] 本发明的有益效果是适用性强，可有效应用于大型飞机全尺寸地面共振试验，通过多种不同的激振器数量和组合方式，在机体各部位协调激振，提高大型飞机模态参数测试效率，通过优化激振力位置和大小，能有效解决机翼变形大、低频模态密集、结构非线性等大型飞机全尺寸地面振动试验难题，进而提升试验结果精度。

[0030] 下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

[0031] 图1为本发明方法的流程框图。

[0032] 图2为本发明试验飞机上激振器的布置示意图。

[0033] 图3为图2的左视图。

[0034] 图4为本发明的控制框图。

[0035] 图5为本发明激振器与机翼的连接结构示意图。

[0036] 附图标记说明:

[0037] 1—机翼； 2—机身； 3—平尾；

[0038] 4—垂尾； 5—发动机； 6—内襟翼；

[0039] 7—外襟翼； 8—副翼； 9—升降舵；

[0040] 10—方向舵； 11—数据采集器； 12—测试计算机；

[0041] 13—激振器； 14—功率放大器； 15—力矢量控制器；

[0042] 16—加速度传感器； 17—连杆； 18—橡胶软管；

[0043] 19—真空吸盘。

具体实施方式

[0044] 如图1至图4所述的一种大型飞机地面振动模态测试方法，该方法包括以下步骤：

[0045] 步骤一、在试验飞机上安装传感器：在试验飞机的机体各测试部位均安装多个加速度传感器16，并将加速度传感器16、数据采集器11和测试计算机12依次连接后构成一个测试系统；

[0046] 其中，所述试验飞机的机体各测试部位包括机翼1、机身2、平尾3、垂尾4、发动机5、内襟翼6、外襟翼7、副翼8、升降舵9和方向舵10上均安装加速度传感器16；

[0047] 需要说明的是，加速度传感器16通过粘贴的方式进行安装。

[0048] 步骤二、模拟飞机空中悬浮状态：采用支持系统对所述试验飞机进行支持，使试验飞机模拟空中飞行状态；

[0049] 实际使用时，所述支持系统为空气弹簧系统，包括一个用于对试验飞机进行承载的气囊结构，通过对所述气囊结构充气，利用气囊结构内密闭气体产生的压力进行承载，所述空气弹簧系统作为一种软支持系统，能够产生悬浮支持的效果，将所述空气弹簧系统放在飞机下进行支撑，可以使飞机模拟空中飞行的自由状态。

[0050] 步骤三、在试验飞机上布置并安装激振器：在试验飞机的机体各测试部位上均安装激振器13，在每个激振器13上均连接一个功率放大器14，将多个功率放大器14均与力矢量控制器15连接，同时将力矢量控制器15与测试计算机12连接后构成一个激振系统，所述测试系统和激振系统构成试验测试系统；

[0051] 实际使用时，所述机身2上的两个激振器13分别为安装在机头的底部的1号激振器F1和机头的一侧的2号激振器F2，如图2和图3所示，图中标记的F1和F2分别为1号激振器和2号激振器的激振力的方向；两个所述机翼1尖部顶面的激振器13分别为3号激振器F3和4号激振器F4，两个所述机翼1中部的激振器13分别为5号激振器F5和6号激振器F6，两个所述机翼1尖部前缘的激振器13分别为17号激振器F17和18号激振器F18；两个所述平尾3尖部顶面的激振器13分别为11号激振器F11和12号激振器F12，两个所述平尾3根部的激振器13分别为13号激振器F13和14号激振器F14，两个所述平尾3尖部前缘的激振器13分别为19号激振器F19和20号激振器F20；所述垂尾4上的两个激振器13分别为安装在尖部一侧的15号激振器F15和尖部前缘的16号激振器F16；所述发动机5的底部和一侧分别安装有一个激振器13，两个所述发动机5底部的激振器13分别为7号激振器F7和尖部前缘的8号激振器F8，两个所述发动机5一侧的激振器13分别为9号激振器F9和尖部前缘的10号激振器F10；两个内襟翼6上的激振器13分别为25号激振器F25和26号激振器F26，两个外襟翼7上的激振器13分别为23号激振器F23和24号激振器F24，两个副翼8上的激振器13分别为21号激振器F21和22号激振器F22，两个升降舵9上的激振器13分别为27号激振器F27和28号激振器F28，所述方向舵
10上的激振器13为29号激振器F29。

[0052] 需要说明的是，两个所述机翼1上的激振器13对称布设，两个所述平尾3上的激振器13对称布设，两个所述发动机5上的激振器13对称布设，两个内襟翼6上的激振器13对称布设，两个外襟翼7上的激振器13对称布设，两个所述副翼8上的激振器13对称布设，两个所述升降舵9上的激振器13对称布设。

[0053] 具体实施时，1号激振器F1对应的功率放大器14为1号功率放大器，2号激振器F2对应的功率放大器14为2号功率放大器，……，以此类推，29号激振器F29对应的功率放大器14为29号功率放大器。

[0054] 具体实施时，激振器13上的控制线缆和与其对应的功率放大器14相连。

[0055] 本实施例中，力矢量控制器15可以发送激振力控制信号，用于驱动和控制激振器13进行运动，通过力矢量控制器15可以同时控制多个激振器13的激振力大小和相位。

[0056] 步骤四、系统调试：通过力矢量控制器15调节所述试验飞机的两个机翼1尖部安装的激振器13的激振相位和激振力大小进行激振试验，并通过加速度传感器16采集所述试验飞机机体的振动响应，根据测得的振动响应对所述试验测试系统进行调试，直至整个试验测试系统工作正常；

[0057] 实际使用时，开启3号功率放大器和4号功率放大器，使3号激振器和4号激振器的激振相位一致，通过力矢量控制器15调节3号激振器和4号激振器的激振力大小，对两个机翼1尖部承力肋板的靠前位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在机翼对称一弯频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，根据测得的振动响应检查各系统工作情况，排查问题直至整个系统工作正常，调试完成后，关闭3号功率放大器和4号功率放大器；其中，震动响应指的是加速度响应的相位及幅值等信息。

[0058] 具体实施时，根据《HB5861‑1984 飞机地面振动试验标准》及其他相关标准要求，空气弹簧支持系统的最大支持频率应小于飞机最低阶弹性频率的1/3。因此试验前要测试飞机最低阶弹性模态频率，将其与空气弹簧系统的支持系统频率进行对比，用于验证试验所用支持系统的合理性。对于绝大多数飞机，最低阶弹性频率为机翼对称垂直一阶弯曲频率，因此在调试时选择机翼1处的激振器13进行激振。

[0059] 需要说明的是，当调试过程中，各系统都处于工作状态，将2台激振器连到飞机上，保证激振器中立位置，在机翼对称一弯频率下激振，使飞机产生振动，并分别检查各系统的工作情况：

[0060] 支持系统工作情况，包括空气弹簧的运动是否正常，飞机是否处于水平状态等；

[0061] 激振系统工作情况，包括真空吸盘的工作情况，激振信号是否良好等；

[0062] 测量系统工作情况，包括每个测量点传感器信号是否正常；

[0063] 运行各试验应用程序，并打印出一组振动响应数据，以检查整个系统是否满足试验要求。

[0064] 以上调试反复进行，排除故障，直至整个系统完全正常为止。

[0065] 调试预试中还要测出支持系统的支持频率，同时还要测出飞机最低阶弹性模态频率，以检验支持频率是否满足小于飞机最低阶阶弹性模态频率的三分之一。

[0066] 步骤五、测试试验飞机的机体主模态：通过力矢量控制器15依次调节所述试验飞机的机翼1、机身2、平尾3、垂尾4和发动机5上安装的激振器13的激振相位和激振力大小，对所述试验飞机的机翼1、机身2、平尾3、垂尾4和发动机5各承力位置进行激振试验，并通过加速度传感器16采集所述试验飞机机体的振动响应，得到试验飞机机体各阶主模态；

[0067] 实际使用时，试验飞机机体各阶主模态是指，可以根据试验需求，选择性测试，进而得到对应的一阶机体主模态或多阶机体主模态。

[0068] 步骤六、测试试验飞机的各操纵面模态：通过力矢量控制器15依次调节所述试验飞机的内襟翼6、外襟翼7、副翼8、升降舵9和方向舵10上安装的激振器13的激振相位和激振力大小，对所述试验飞机的内襟翼6、外襟翼7、副翼8、升降舵9和方向舵10各操纵面外侧承力位置进行激振，并通过加速度传感器16采集所述试验飞机机体的振动响应，得到试验飞机机体各操作面旋转模态。

[0069] 实际使用时，通过在试验飞机的机体各部件上布置多个激振器13，调整激振器13的启用数量、空间组合方式、激振力大小及相位关系，实现大型飞机全尺寸地面振动模态激振，有效提高大型飞机地面振动试验效率、提升试验结果精度。

[0070] 本实施例中，依次开启21号功率放大器、22号功率放大器、23号功率放大器和24号功率放大器、25号功率放大器、26号功率放大器、27号功率放大器、28号功率放大器和29号功率放大器，通过力矢量控制器15调节内襟翼6、外襟翼7、副翼8、升降舵9和方向舵10上的激振器13的激振相位，使激振相位均为0度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，依次对内襟翼6、外襟翼7、副翼8、升降舵9和方向舵10各操纵面外侧承力位置进行激振，调整激振频率，使操纵面在旋转模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集振动响应，从而得到各操纵面旋转模态。测试完成后，依次关闭21号功率放大器、22号功率放大器、23号功率放大器和24号功率放大器、25号功率放大器、26号功率放大器、27号功率放大器、28号功率放大器和29号功率放大器。

[0071] 具体实施时，步骤三中，所述机身2的机头设置有两个激振器13，两个所述机翼1上均设置有三个激振器13，两个所述平尾3上均设置有三个激振器13，所述垂尾4上设置有两个激振器13，两个所述发动机5上均设置有两个激振器13，两个内襟翼6和两个外襟翼7上分别设置有一个激振器13，两个所述副翼8上分别设置有一个激振器13，两个所述升降舵9上分别设置有一个激振器13，所述方向舵10上设置有一个激振器13；

[0072] 其中，多个所述激振器13的激振方向均垂直于安装位置的飞机结构表面。

[0073] 具体实施时，所述机身2上的两个激振器13分别安装在机头的一侧和机头的底部，所述机翼1上的三个激振器13分别安装在机翼1的尖部前缘、尖部顶面和中部，所述平尾3上的三个激振器13分别安装在平尾3的尖部前缘、尖部顶面和根部，所述垂尾4上的两个激振器13分别安装在垂尾4的尖部一侧和尖部前缘，所述发动机5上的两个激振器13分别安装在发动机5的底部和一侧。

[0074] 实际使用时，机头下部的激振器采用托架安装，其余部位均采用橡皮绳悬吊的安装方式；托架是一种可升降的安装架，下部为固定式三角框架，用于支撑激振器13的重量，同时避免激振时产生托架晃动，上部为可升降的平台，将激振器13固定在可升降的平台上，可以调整安装高度。托架使用时放在地面上，常用于激振高度比较低的部位；橡皮绳悬吊安装方式是指用特制的橡皮绳将激振器13悬挂在空中，可以自由调节激振器的高度和方向，常用于激振高度比较高的部位。

[0075] 如图5所示，具体实施时，步骤三中，所述激振器13通过连杆17和真空吸盘19与所述试验飞机的机体进行连接，真空吸盘19通过橡胶软管18与真空负压站连接。

[0076] 实际使用时，真空吸盘19紧贴所述试验飞机的机体布设，当通过真空负压站对真空吸盘19抽真空时，真空吸盘19紧紧吸附在所述试验飞机的机体表面，进而对激振器13进行固定。

[0077] 具体实施时，步骤四中，所述试验飞机的两个机翼1尖部安装的激振器13的激振相位一致且同时进行激振。

[0078] 具体实施时，步骤五中，通过改变两个所述机翼1中部安装的激振器13的相位差，对所述试验飞机的两个所述机翼1的尖部和中部承力肋板靠前位置同时进行激振，得到机翼各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及机翼各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；

[0079] 通过改变两个所述平尾3尖部顶面安装的激振器13的相位差，对所述试验飞机的两个平尾3尖部承力肋板的靠前位置同时进行激振，得到平尾各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及平尾各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；

[0080] 通过所述垂尾4尖部一侧安装的激振器13对所述试验飞机的垂尾4尖部承力肋板的靠前位置进行激振，得到垂尾各阶侧向弯曲和扭转模态；

[0081] 分别通过所述机身2上安装的两个激振器13对所述试验飞机的机身2头部位置的承力框架进行激振，得到机身各阶垂直弯曲模态和机身各阶侧向弯曲模态；

[0082] 通过两个所述平尾3根部安装的激振器13对所述试验飞机的两个平尾3根部承力肋板的靠前位置同时进行激振，得到机身各阶扭转模态。

[0083] 需要说明的是，试验飞机机体各阶主模态包括机翼各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及机翼各阶反对称垂直弯曲和扭转模态、平尾各阶对称垂直弯曲和扭转模态以及平尾各阶反对称垂直弯曲和扭转模态、垂尾各阶侧向弯曲和扭转模态、机身各阶垂直弯曲模态和机身各阶侧向弯曲模态、机身各阶扭转模态、机翼各阶对称面内弯曲模态及机翼各阶反对称面内弯曲模态、平尾各阶对称面内弯曲模态及平尾各阶反对称面内弯曲模态、垂尾各阶面内弯曲模态、发动机对称俯仰模态及发动机反对称俯仰模态、发动机对称侧平航及偏航模态、发动机反对称侧平航及偏航模态。

[0084] 实际使用时，开启1号功率放大器、2号功率放大器、3号功率放大器、4号功率放大器、5号功率放大器、6号功率放大器、11号功率放大器、12号功率放大器、13号功率放大器、14号功率放大器和15号功率放大器，通过力矢量控制器15调节3号激振器和4号激振器的激振相位，使3号激振器和4号激振器的激振相位一致，同时调节5号激振器和6号激振器的激振相位，使5号激振器和6号激振器的激振相位一致，3号激振器和5号激振器的激振相位可根据需要调整为相同或相差180度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个机翼1的尖部和中部承力肋板靠前位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在机翼1各阶垂直模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到机翼各阶对称垂直弯曲和扭转模态；通过力矢量控制器15调节3号激振器和4号激振器的激振相位，使3号激振器和4号激振器的激振相位相差180度，同时调节5号激振器和6号激振器的激振相位，使5号激振器和6号激振器的激振相位相差180度，3号激振器和5号激振器的激振相位可根据需要调整为相同或相差180度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个机翼1的尖部和中部承力肋板靠前位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在机翼各阶垂直模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到机翼各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；通过力矢量控制器15调节11号激振器和12号激振器的激振相位，使
11号激振器和12号激振器的激振相位一致，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个平尾3尖部承力肋板的靠前位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在平尾各阶垂直模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到平尾各阶对称垂直弯曲和扭转模态；通过力矢量控制器15调节11号激振器和12号激振器的激振相位，使
11号激振器和12号激振器的激振相位相差180度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个平尾3尖部承力肋板的靠前位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在平尾各阶垂直模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到平尾各阶反对称垂直弯曲和扭转模态；通过力矢量控制器15调节15号激振器的激振相位，使15号激振器的激振相位为0度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对垂尾4尖部承力肋板的靠前位置进行激振，调整激振频率，使试验飞机在垂尾各阶侧向模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到垂尾各阶侧向弯曲和扭转模态；通过力矢量控制器15调节1号激振器的激振相位，使1号激振器的激振相位为0度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对机身2头部位置的承力框架进行激振，调整激振频率，使试验飞机在机身2各阶垂直模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到垂机身各阶垂直弯曲模态；通过力矢量控制器15调节2号激振器的激振相位，使2号激振器的激振相位为0度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对机身2头部位置的承力框架进行激振，调整激振频率，使试验飞机在机身各阶侧向模态频率下进行振动，通过加速度传感器
16采集机体的振动响应，从而得到机身各阶侧向弯曲模态；通过力矢量控制器15调节13号激振器和14号激振器的激振相位，使13号激振器和14号激振器的激振相位一致，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个平尾3根部承力肋板的靠前位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在机身各阶扭转模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到机身各阶扭转模态。测试完成后，关闭1号功率放大器、2号功率放大器、3号功率放大器、4号功率放大器、5号功率放大器、6号功率放大器、11号功率放大器、12号功率放大器、13号功率放大器、14号功率放大器和15号功率放大器。

[0085] 具体实施时，步骤五中，通过两个所述发动机5底部安装的激振器13对所述试验飞机的两个发动机5前部的承力位置处同时进行激振，得到发动机对称俯仰模态及发动机反对称俯仰模态；

[0086] 通过两个所述发动机5一侧安装的激振器13对所述试验飞机的两个发动机5前部的承力位置处同时进行激振，得到发动机对称侧平航及偏航模态、发动机反对称侧平航及偏航模态。

[0087] 实际使用时，开启7号功率放大器、8号功率放大器、9号功率放大器和10号功率放大器，通过力矢量控制器15调节7号激振器和8号激振器的激振相位，使7号激振器和8号激振器的激振相位一致，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个发动机5前部的承力位置处同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在俯仰模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到发动机对称俯仰模态，当使7号激振器和8号激振器的激振相位相差180度时，得到发动机反对称俯仰模态；通过力矢量控制器15调节9号激振器和10号激振器的激振相位，使9号激振器和10号激振器的激振相位一致，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个发动机5前部的承力位置处同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在侧向模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到发动机反对称侧平、偏航模态，当9号激振器和10号激振器的激振相位相差180度时，得到发动机反对称侧平、偏航模态。测试完成后，关闭7号功率放大器、8号功率放大器、9号功率放大器和10号功率放大器。

[0088] 具体实施时，步骤五中，通过两个所述机翼1尖部前缘上安装的激振器13对所述试验飞机的两个机翼1尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，得到机翼各阶对称面内弯曲模态及机翼各阶反对称面内弯曲模态；

[0089] 通过两个所述平尾3尖部前缘上安装的激振器13对所述试验飞机的两个平尾3尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，得到平尾各阶对称面内弯曲模态及平尾各阶反对称面内弯曲模态；

[0090] 通过所述垂尾4尖部前缘安装的激振器13对所述试验飞机的垂尾4尖部前缘承力肋板位置进行激振，得到垂尾各阶面内弯曲模态。

[0091] 实际使用时，开启17号功率放大器、18号功率放大器、19号功率放大器和20号功率放大器，通过力矢量控制器15调节17号激振器和18号激振器的激振相位，使17号激振器和18号激振器的激振相位一致，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个机翼1尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在机翼各阶面内模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到机翼各阶对称面内弯曲模态，当使17号激振器和18号激振器的激振相位相差180度时，得到机翼各阶反对称面内弯曲模态；通过力矢量控制器15调节19号激振器和20号激振器的激振相位，使19号激振器和20号激振器的激振相位一致，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对两个平尾尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在平尾3各阶面内模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到平尾各阶对称面内弯曲模态，当使
19号激振器和20号激振器的激振相位相差180度时，得到平尾各阶反对称面内弯曲模态；通过力矢量控制器15调节16号激振器激振相位，使16号激振器的激振相位为0度，通过力矢量控制器15调节激振力大小，对垂尾4尖部前缘的承力肋板位置同时进行激振，调整激振频率，使试验飞机在垂尾各阶面内模态频率下进行振动，通过加速度传感器16采集机体的振动响应，从而得到垂尾各阶面内弯曲模态。测试完成后，关闭17号功率放大器、18号功率放大器、19号功率放大器和20号功率放大器。

[0092] 以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。