岳志勇，馮咬齊，韓曉健

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

0 引言

航天器在運(yùn)輸、發(fā)射、動(dòng)力飛行到再入過(guò)程中要承受聲、振動(dòng)、沖擊和加速度等[1]一系列復(fù)雜而嚴(yán)酷的動(dòng)力學(xué)環(huán)境。為了保證任務(wù)成功，對(duì)于新型號(hào)平臺(tái)的航天器，必須在其結(jié)構(gòu)初樣研制階段進(jìn)行充分的力學(xué)試驗(yàn)考核[2-3]。

“天宮一號(hào)”目標(biāo)飛行器由實(shí)驗(yàn)艙和資源艙兩大部分組成，高10.4 m，質(zhì)量8.5×103kg，艙體最大直徑3.35 m。在研制階段，為了驗(yàn)證目標(biāo)飛行器整體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性、獲取結(jié)構(gòu)固有特性及各部位的響應(yīng)參數(shù)、提供分析模型修正的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，需要對(duì)其結(jié)構(gòu)初樣進(jìn)行充分的力學(xué)試驗(yàn)考核。力學(xué)試驗(yàn)內(nèi)容包括：整器模態(tài)試驗(yàn)、振動(dòng)試驗(yàn)和噪聲試驗(yàn)等[2]。

本文主要介紹在目標(biāo)飛行器整器的模態(tài)試驗(yàn)、振動(dòng)試驗(yàn)和噪聲試驗(yàn)過(guò)程中，針對(duì)產(chǎn)品特點(diǎn)采用的一些新技術(shù)。這些新技術(shù)可供今后其他航天器力學(xué)試驗(yàn)參考使用。

1 目標(biāo)飛行器模態(tài)試驗(yàn)

1.1 技術(shù)難點(diǎn)分析

“天宮一號(hào)”結(jié)構(gòu)初樣模態(tài)試驗(yàn)要求測(cè)量目標(biāo)飛行器整體的y、z向的一階和二階彎曲，繞x軸向的一階扭轉(zhuǎn)以及沿x向的一階縱向模態(tài)參數(shù)。與飛船或其他衛(wèi)星型號(hào)相比，目標(biāo)飛行器模態(tài)試驗(yàn)要求更高，結(jié)構(gòu)更復(fù)雜，測(cè)點(diǎn)更多，實(shí)施難度更大。如果使用原有的模態(tài)試驗(yàn)方法和手段進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，很難滿足試驗(yàn)要求。

1.2 新的試驗(yàn)技術(shù)

為了滿足“天宮一號(hào)”結(jié)構(gòu)初樣模態(tài)試驗(yàn)要求，硬件上選用了3臺(tái)500 N和1臺(tái)200 N的激振器，它們和原有的功率放大器、力傳感器、電荷放大器等設(shè)備組成激勵(lì)系統(tǒng)；軟件上采用新 LMS SCADASIII數(shù)據(jù)采集與模態(tài)分析系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)激勵(lì)信號(hào)的輸出和結(jié)構(gòu)響應(yīng)數(shù)據(jù)的采集及模態(tài)參數(shù)的識(shí)別、分析和驗(yàn)證。

在試驗(yàn)方法上，模態(tài)試驗(yàn)時(shí)激勵(lì)信號(hào)采取隨機(jī)激勵(lì)和步進(jìn)正弦掃描激勵(lì)兩種方式，以隨機(jī)激勵(lì)法為主，利用步進(jìn)正弦掃描激勵(lì)法進(jìn)行復(fù)核。同時(shí)在y、z、x三個(gè)方向和正交方向上分別使用單點(diǎn)激勵(lì)和多點(diǎn)激勵(lì)方法，得到的結(jié)果可以互相驗(yàn)證。“天宮一號(hào)”目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣模態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示。

圖1 目標(biāo)飛行器模態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Modal testing model of target spacecraft

目標(biāo)飛行器為大型航天器結(jié)構(gòu)。為獲取其結(jié)構(gòu)的各階共振頻率，恰當(dāng)?shù)募?lì)點(diǎn)的選擇是關(guān)鍵也是難點(diǎn)。試驗(yàn)前初步選定了一些激勵(lì)位置，分別對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了y、z、x三個(gè)方向的激勵(lì)，最終通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果確定了最佳的激勵(lì)點(diǎn)位置并獲取了完整的模態(tài)參數(shù)。

1.3 模態(tài)試驗(yàn)情況

模態(tài)試驗(yàn)時(shí)，首先使用2臺(tái)激振器，分別進(jìn)行y向和z向的單點(diǎn)、兩點(diǎn)激勵(lì)，得到目標(biāo)飛行器y向和z向的一階、二階模態(tài)參數(shù)；然后使用4臺(tái)激振器對(duì)y向、z向進(jìn)行正交激勵(lì)，分別使用兩點(diǎn)同時(shí)激勵(lì)、四點(diǎn)同時(shí)激勵(lì)的方法，得到產(chǎn)品繞x軸一階扭轉(zhuǎn)模態(tài)參數(shù)；之后使用2臺(tái)激振器進(jìn)行x向單點(diǎn)、兩點(diǎn)激勵(lì)，得到產(chǎn)品x向一階模態(tài)參數(shù)；最后使用3臺(tái)激振器進(jìn)行三向正交激勵(lì)，得到了所有需要的模態(tài)參數(shù)。所得到的模態(tài)參數(shù)可以互相驗(yàn)證。

通過(guò)以上各種激勵(lì)方式及試驗(yàn)結(jié)果可以看出，各種單向激勵(lì)均不能將結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性完整地激勵(lì)出來(lái)。因目標(biāo)飛行器為大型航天器，所以單點(diǎn)激勵(lì)不能將能量均勻地輸入到結(jié)構(gòu)上，靠近激勵(lì)點(diǎn)位置的響應(yīng)大，遠(yuǎn)離激勵(lì)點(diǎn)位置的響應(yīng)小，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)識(shí)別精度差。多點(diǎn)激勵(lì)可以克服單點(diǎn)激勵(lì)輸入能量不均的問(wèn)題，尤其是正交多點(diǎn)激勵(lì)（y、z向或x、y、z向）更能夠有效地將結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性激勵(lì)出來(lái)，可獲得所有的模態(tài)參數(shù)。

2 目標(biāo)飛行器振動(dòng)試驗(yàn)

目標(biāo)飛行器分別沿x、y、z三個(gè)方向進(jìn)行正弦掃描振動(dòng)試驗(yàn)，同一方向的試驗(yàn)按以下順序進(jìn)行：預(yù)振級(jí)試驗(yàn)、單頻振動(dòng)試驗(yàn)、第一次特征級(jí)試驗(yàn)、驗(yàn)收級(jí)試驗(yàn)、第二次特征級(jí)試驗(yàn)、鑒定級(jí)試驗(yàn)、第三次特征級(jí)試驗(yàn)。

振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，資源艙后端框與試驗(yàn)夾具間采用壓環(huán)固定，試驗(yàn)夾具再與振動(dòng)臺(tái)固連。試驗(yàn)夾具的剛度和強(qiáng)度應(yīng)滿足相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的要求。

振動(dòng)試驗(yàn)采用四點(diǎn)平均控制加響應(yīng)限幅（下凹）控制方法，四點(diǎn)平均控制的控制面為資源艙下端面，而響應(yīng)限幅控制需要在資源艙前端框和實(shí)驗(yàn)艙前端面各設(shè)兩個(gè)加速度響應(yīng)限幅控制點(diǎn)。為確定下凹量級(jí)，需確定加速度響應(yīng)控制點(diǎn)與應(yīng)變之間的關(guān)系，在試驗(yàn)前需進(jìn)行動(dòng)力標(biāo)定。動(dòng)力標(biāo)定采用單頻振動(dòng)的方法，根據(jù)產(chǎn)品特點(diǎn)選取合適的頻率和量級(jí)，同時(shí)測(cè)量位于資源艙上所有應(yīng)變片的應(yīng)變值和所有加速度測(cè)點(diǎn)的加速度響應(yīng)值。

下凹控制量級(jí)的確定應(yīng)在特征級(jí)試驗(yàn)之后，根據(jù)主結(jié)構(gòu)受力不大于準(zhǔn)靜態(tài)載荷設(shè)計(jì)值、振動(dòng)量級(jí)不小于器/箭耦合分析的量級(jí)、目標(biāo)飛行器上大型設(shè)備的輸入不高于其自身的力學(xué)環(huán)境條件的原則分別進(jìn)行不同方向的驗(yàn)收級(jí)及鑒定級(jí)響應(yīng)量級(jí)的推算，下凹的帶寬一般應(yīng)不大于4 Hz。

2.1 首次振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)的技術(shù)問(wèn)題

目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣為新研制平臺(tái)，整器的高度和質(zhì)量均大于飛船，其推進(jìn)艙接口尺寸和飛船一致。鑒于以上特點(diǎn)，選擇與飛船振動(dòng)試驗(yàn)一致的振動(dòng)試驗(yàn)設(shè)備，即在40 t振動(dòng)臺(tái)上完成振動(dòng)試驗(yàn)，且選用“神舟”飛船的試驗(yàn)夾具。

但是在結(jié)構(gòu)初樣首次進(jìn)行橫向大量級(jí)（驗(yàn)收級(jí)、鑒定級(jí)）振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，整器和夾具產(chǎn)生了相對(duì)位移，不滿足試驗(yàn)要求。

下面對(duì)產(chǎn)品和壓環(huán)連接方式進(jìn)行分析。產(chǎn)品和壓環(huán)連接如圖2所示，其中壓環(huán)為兩個(gè)半圓環(huán)。

圖2 產(chǎn)品和壓環(huán)連接示意圖Fig.2 The connections of test items and fixtures

從圖2中可以看到，正常工作狀態(tài)下，T3應(yīng)大于0才能保證壓環(huán)和產(chǎn)品壓緊；連接螺栓應(yīng)有一定預(yù)緊力（擰緊力矩）才能保證振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)的轉(zhuǎn)動(dòng)干擾力小于產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間最大靜摩擦力。在水平向振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，由于整器會(huì)產(chǎn)生較大的傾覆力矩，當(dāng)傾覆力矩引起的轉(zhuǎn)動(dòng)干擾力大于產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間的最大靜摩擦力時(shí)，產(chǎn)品就會(huì)發(fā)生相對(duì)夾具的周向轉(zhuǎn)動(dòng)。

引起相對(duì)位移的可能原因分析如下：

1）由于整器質(zhì)量大、質(zhì)心高，在大量級(jí)水平向振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，其引起的傾覆力矩也很大；

2）產(chǎn)品就位不準(zhǔn)確，使得壓環(huán)局部位置T3較小甚至為0，導(dǎo)致產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間局部最大靜摩擦力減??；

3）壓環(huán)已經(jīng)使用多年，其累積變形較大，兩端翹曲變形會(huì)導(dǎo)致連接螺栓預(yù)緊力相對(duì)不足，徑向張開(kāi)變形引起局部位置的T3減小甚至為0，均會(huì)使產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間最大靜摩擦力減??；

4）壓環(huán)設(shè)計(jì)時(shí)T3余量不足，加大了2）、3）情況出現(xiàn)的可能性。

2.2 后續(xù)振動(dòng)試驗(yàn)中采用的新技術(shù)措施

針對(duì)以上問(wèn)題，采取了新的技術(shù)改進(jìn)措施，包括：

1）重新設(shè)計(jì)產(chǎn)品就位的輔助導(dǎo)向措施

產(chǎn)品就位示意圖如圖 3所示。產(chǎn)品就位過(guò)程中，在4個(gè)象限內(nèi)各安裝一個(gè)新設(shè)計(jì)的輔助就位導(dǎo)向桿。與原導(dǎo)向桿相比，新導(dǎo)向桿采用上細(xì)下粗的倒錐形設(shè)計(jì)，T4設(shè)計(jì)值更小，既便于產(chǎn)品安裝，又提高了產(chǎn)品的就位精度，從而使圖2中的T1保持在合理范圍內(nèi)。

圖3 產(chǎn)品就位示意圖Fig.3 Schematic diagram of test item locations

2）重新設(shè)計(jì)新壓環(huán)

將壓環(huán)設(shè)計(jì)為4個(gè)1/4圓環(huán)。由于1/4圓環(huán)的弧長(zhǎng)比原半圓環(huán)弧減小了一半，因此每個(gè)壓環(huán)上兩端翹曲和徑向張開(kāi)的累積變形就會(huì)隨之變小，從而使圖2中的T1保持在合理范圍。

新壓環(huán)上的連接螺孔采用了更小的孔徑，這意味著圖2中T2設(shè)計(jì)值減小；同時(shí)在每個(gè)壓環(huán)的兩端及中間位置各加工一個(gè)孔徑更小的連接螺孔，兼具定位作用。其作用一是用于確保試驗(yàn)前壓環(huán)安裝位置最佳，即：使圖2中的T1保持在合理范圍；二是在試驗(yàn)后可以利用定位螺孔將壓環(huán)固定在夾具花盆上，減小其累積變形的影響。由于產(chǎn)品就位精度提高了，因此即使T2減小也不會(huì)影響壓環(huán)連接螺釘?shù)捻樌b配。

根據(jù)產(chǎn)品質(zhì)量、質(zhì)心高度、試驗(yàn)量級(jí)情況，將新壓環(huán)中T3設(shè)計(jì)值增大到合適范圍，也可保證試驗(yàn)時(shí)壓環(huán)和產(chǎn)品壓緊。

3）調(diào)整連接螺栓的擰緊力矩

根據(jù)產(chǎn)品質(zhì)量、質(zhì)心高度、試驗(yàn)量級(jí)情況，通過(guò)適當(dāng)增加連接螺栓的擰緊力矩（預(yù)緊力），有效地提高了產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間最大靜摩擦力。

2.3 應(yīng)用效果

在目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣補(bǔ)充振動(dòng)試驗(yàn)及后續(xù)的目標(biāo)飛行器正樣和飛船正樣振動(dòng)試驗(yàn)中均采用了新壓環(huán)和新導(dǎo)向桿，未出現(xiàn)整器和夾具發(fā)生相對(duì)位移的問(wèn)題，試驗(yàn)任務(wù)圓滿完成。

3 目標(biāo)飛行器噪聲試驗(yàn)

“天宮一號(hào)”目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣整器振動(dòng)試驗(yàn)全部完成后，對(duì)整器的狀態(tài)進(jìn)行檢查和確認(rèn)以確保其滿足噪聲試驗(yàn)的要求，然后將整器推進(jìn)混響室進(jìn)行噪聲試驗(yàn)。由于目標(biāo)飛行器的推進(jìn)艙接口與飛船的相同，因此其噪聲試驗(yàn)也在2 163 m3混響室進(jìn)行，采用八點(diǎn)輸入四點(diǎn)輸出的控制方法。為了得到較為準(zhǔn)確的加載聲譜，在2 m、6 m高度沿產(chǎn)品周?chē)骶?個(gè)聲傳感器。試驗(yàn)加載從-12 dB開(kāi)始，經(jīng)過(guò)-9 dB、-6 dB、-3 dB直到0 dB。

3.1 技術(shù)難點(diǎn)

目標(biāo)飛行器轉(zhuǎn)場(chǎng)和噪聲試驗(yàn)時(shí)均需要使用氣墊船。噪聲試驗(yàn)要求整個(gè)系統(tǒng)一階頻率小于25 Hz。使用氣墊船轉(zhuǎn)場(chǎng)時(shí)操作復(fù)雜，不僅效率低而且存在安全隱患，而且考慮到目標(biāo)飛行器質(zhì)量大和質(zhì)心高的原因，因此研制了專(zhuān)用的“天宮一號(hào)”轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)。該轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)有4個(gè)輪子，須在牽引車(chē)的牽引下轉(zhuǎn)場(chǎng)。但由于該轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)不具備氣墊浮起功能，不能滿足噪聲試驗(yàn)要求。

3.2 轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)的技術(shù)改造

針對(duì)以上情況，對(duì)轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)進(jìn)行了技術(shù)改造，即在轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)靠近輪子的位置加裝4個(gè)可拆卸新式氣囊，其承載能力較原氣墊船上使用的氣囊有很大提高，并在轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)上方安裝了壓力表、閥門(mén)、管路等氣源控制系統(tǒng)。改造后的轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)如圖4所示。

圖4 改造后的轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)示意圖Fig.4 Transport vehicle after rebuilding

在目標(biāo)飛行器轉(zhuǎn)運(yùn)時(shí)，須卸下轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)的氣囊；噪聲試驗(yàn)時(shí)，再裝上氣囊，使氣囊充氣，將目標(biāo)飛行器浮起。

為了滿足噪聲試驗(yàn)時(shí)整個(gè)系統(tǒng)一階頻率小于25 Hz的要求，首先將與產(chǎn)品質(zhì)量相當(dāng)?shù)呐渲胤胖玫睫D(zhuǎn)運(yùn)車(chē)上，浮起氣囊，測(cè)試轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)一階頻率。由于氣壓高低對(duì)一階頻率有影響，因此根據(jù)產(chǎn)品要求選擇一個(gè)合適的一階頻率，并記錄此時(shí)氣囊壓力，將此壓力作為產(chǎn)品噪聲試驗(yàn)時(shí)氣囊標(biāo)稱(chēng)壓力。

由于使用牽引車(chē)牽引轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)會(huì)造成拐彎和精確就位不便，因此可拆卸氣囊可以在不同場(chǎng)合配合牽引車(chē)靈活使用，大大增加了產(chǎn)品轉(zhuǎn)運(yùn)時(shí)的方便性。

3.3 新轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)的使用情況

改造后的轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)首先采用配重進(jìn)行了測(cè)試，滿足了要求；然后在目標(biāo)飛行器的結(jié)構(gòu)初樣和正樣以及飛船正樣的噪聲試驗(yàn)中，均使用了新轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)順利完成產(chǎn)品轉(zhuǎn)運(yùn)和噪聲試驗(yàn)。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了目標(biāo)飛行器整器進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)、振動(dòng)試驗(yàn)、噪聲試驗(yàn)中所應(yīng)用的新技術(shù)措施，試驗(yàn)結(jié)果表明：

1）在大型結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)時(shí)，同時(shí)使用多個(gè)激振器進(jìn)行三個(gè)方向的正交多點(diǎn)激勵(lì)能夠更好地將結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性激勵(lì)出來(lái)。為了保證試驗(yàn)結(jié)果可靠性，可以將每個(gè)方向單點(diǎn)、多點(diǎn)的正弦和隨機(jī)激勵(lì)與正交方向（兩個(gè)方向正交或三個(gè)方向正交）的多點(diǎn)正弦和隨機(jī)激勵(lì)所得到的模態(tài)結(jié)果互相驗(yàn)證。

2）振動(dòng)試驗(yàn)中采用的新技術(shù)不僅可以供后續(xù)的“天宮”、飛船等型號(hào)使用，而且新壓環(huán)及新導(dǎo)向桿的設(shè)計(jì)思路還可以給其他型號(hào)振動(dòng)試驗(yàn)夾具設(shè)計(jì)提供參考。

3）噪聲試驗(yàn)中新轉(zhuǎn)運(yùn)車(chē)不僅可以供后續(xù)的“天宮”、飛船等型號(hào)使用，而且其設(shè)計(jì)思路也可以供其他型號(hào)噪聲試驗(yàn)參考。

（References）

[1]柯受全.衛(wèi)星環(huán)境工程和模擬試驗(yàn)（下）[M].北京：宇航出版社, 1996

[2]GJB 1027A—2005 運(yùn)載器、上面級(jí)和航天器試驗(yàn)要求[S], 2005

[3]MIL-STD-810G Environmental engineering considerations and laboratory tests[S], 2008