王世輝,張 磊,李 鐵,張 昱,云 杰,石 鵬

(中國航天科工集團(tuán)第六研究院601所,呼和浩特 010076)

固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)過試驗(yàn)分析與控制

王世輝,張 磊,李 鐵,張 昱,云 杰,石 鵬

(中國航天科工集團(tuán)第六研究院601所,呼和浩特 010076)

針對固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)過程中出現(xiàn)局部過試驗(yàn)情況影響振動試驗(yàn)質(zhì)量以及由于響應(yīng)測點(diǎn)分布的局限性導(dǎo)致試驗(yàn)周期延長等問題，采用有限元技術(shù)與實(shí)際試驗(yàn)方法相結(jié)合，構(gòu)建振動力源、試驗(yàn)夾具和固體火箭發(fā)動機(jī)一體化有限元模型;應(yīng)用此模型進(jìn)行振動試驗(yàn)系統(tǒng)動態(tài)力傳遞特性研究，找出振動力源、試驗(yàn)夾具和發(fā)動機(jī)之間動態(tài)力傳遞規(guī)律，選擇合適的控制點(diǎn)與控制策略，改善振動試驗(yàn)局部過試驗(yàn)問題，提高振動試驗(yàn)質(zhì)量，縮短試驗(yàn)周期。

振動與波；固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)過試驗(yàn)傳遞特性

0 引言

隨著科技的發(fā)展及航天工業(yè)對產(chǎn)品可靠性和環(huán)境適應(yīng)性要求的不斷提高，固體火箭發(fā)動機(jī)的高可靠性成為軍工行業(yè)的發(fā)展重點(diǎn)。由于固體火箭發(fā)動機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜，振動試驗(yàn)產(chǎn)生過試驗(yàn)現(xiàn)象頻繁出現(xiàn)。過試驗(yàn)會導(dǎo)致過試驗(yàn)部位承受量級過大，嚴(yán)重時會造成發(fā)動機(jī)局部損傷、產(chǎn)生嚴(yán)重影響。因此，系統(tǒng)地研究整個振動試驗(yàn)系統(tǒng)過試驗(yàn)產(chǎn)生的原因，緩解發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)出現(xiàn)局部過試驗(yàn)現(xiàn)象尤為重要。本文基于發(fā)動機(jī)試驗(yàn)與有限元仿真分析方法相結(jié)合對整個振動試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行動態(tài)力傳遞特性分析，進(jìn)而確定最佳控制點(diǎn)與控制策略，改善過試驗(yàn)情況，提高振動試驗(yàn)可靠性。

1 過試驗(yàn)理論分析

將振動臺臺面看成—個剛體，發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)固定在振動臺上，進(jìn)行發(fā)動機(jī)大系統(tǒng)建模，系統(tǒng)動力學(xué)模型就可以表達(dá)為:

轉(zhuǎn)換為矩陣形式表達(dá)的系統(tǒng)狀態(tài)方程為：

(1)

式中，下標(biāo)s代表發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)，b代表振動臺臺面。在此假設(shè)振動臺單向激勵時，b只有一個自由度。

(2)

(3)

頻域響應(yīng)[1]為：

(4)

當(dāng)以臺面加速度作為控制值時，結(jié)構(gòu)上各點(diǎn)加速度響應(yīng)[1]為：

(5)

對于發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)的任意一個測點(diǎn)m的加速度響應(yīng)與臺面面加速度響應(yīng)之間存在以下關(guān)系[1]：

(6)

從(6)式中可以得知：在系統(tǒng)共振頻率上，連接點(diǎn)的原點(diǎn)頻響函數(shù)Hbb和跨點(diǎn)頻響函數(shù)Hmb極點(diǎn)相對應(yīng)，兩者比值不會出現(xiàn)極小值。但在系統(tǒng)的反共振頻率上，即發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)的共振點(diǎn)上，原點(diǎn)頻響Hbb出現(xiàn)極小值點(diǎn)，跨點(diǎn)頻響Hmb卻不為極小值，預(yù)示兩者之比出現(xiàn)極小。所以試驗(yàn)頻率當(dāng)處于系統(tǒng)的反共振頻率時，將此時的振動臺 幾乎為零的加速度控制為規(guī)范值A(chǔ)b,就會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)Am遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出真實(shí)工作環(huán)境的響應(yīng)值，甚至超過測試結(jié)構(gòu)的極限響應(yīng)值，從而導(dǎo)致發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)不必要的破壞。

2 振動試驗(yàn)系統(tǒng)建模

建立包括振動力源、試驗(yàn)夾具和固體火箭發(fā)動機(jī)在內(nèi)的振動試驗(yàn)系統(tǒng)模型，根據(jù)振動力源、發(fā)動機(jī)幾何樣機(jī)，建立動態(tài)特性仿真的初步模型，進(jìn)行模態(tài)分析及材料參數(shù)的靈敏度分析，確定模型修正參數(shù)[2]。研究基于材料參數(shù)的模型修正算法，根據(jù)試驗(yàn)測得的固有頻率和振型對振動力源、發(fā)動機(jī)初步模型進(jìn)行修正，確定振動力源、發(fā)動機(jī)振動分析模型。研究分析振動力源發(fā)動機(jī)所受振動載荷，以上述修正后模型為基礎(chǔ)建立振動力源、發(fā)動機(jī)振動分析模型(傳遞函數(shù))以及振動載荷下頻率響應(yīng)計算方法。具體建模方案如下:

圖1 振動試驗(yàn)系統(tǒng)建模步驟

2.1 激勵力源模型建立

按照上述方法建立振動力源有限元分析模型如圖2所示。

圖2 振動力源動圈模型

振動力源的主要工作部件為動圈，動圈模型的質(zhì)量為201kg，與動圈實(shí)際質(zhì)量誤差為0.5%，通過ANSYS軟件進(jìn)行動圈自由狀態(tài)模態(tài)計算，得到的動圈一階縱向頻率為1 748Hz，與試驗(yàn)測得的一階縱向頻率1 750Hz的相差2Hz，相對誤差為0.001 1%[3-4]。

圖3 振動力源頻響函數(shù)曲線

2.2 振動試驗(yàn)夾具模型建立

振動試驗(yàn)夾具模型質(zhì)量為178.5kg，與夾具實(shí)際質(zhì)量177kg相差1.5kg，誤差為0.8%；振動試驗(yàn)夾具模型有限元分析的一階彎曲模態(tài)頻率為416.3Hz，振動試驗(yàn)夾具進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)的結(jié)果為415Hz，頻率相差1.3Hz，相對誤差為0.3%[3-4]。模型有限元分析和夾具模態(tài)試驗(yàn)的一階彎曲模態(tài)的振型圖分別如圖4、圖5所示。

圖4 振動試驗(yàn)夾具一階彎曲模態(tài)試驗(yàn)振型圖

圖5 振動試驗(yàn)夾具模型一階彎曲模態(tài)試驗(yàn)振型圖

2.3 發(fā)動機(jī)模型建立

發(fā)動機(jī)模型質(zhì)量188kg，與發(fā)動機(jī)實(shí)際質(zhì)量186kg相差2kg，誤差為1%；發(fā)動機(jī)模型有限元分析的一階彎曲模態(tài)頻率為82.5Hz發(fā)動機(jī)進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)的結(jié)果為86.3Hz，頻率相差3.8Hz，相對誤差為4.6%[3-4]。模型有限元分析和模態(tài)試驗(yàn)的一階彎曲模態(tài)的振型圖分別如圖6、圖7所示。

圖6 發(fā)動機(jī)模態(tài)試驗(yàn)一階彎曲振型圖

圖7 發(fā)動機(jī)模型有限元分析一階彎曲振型圖

3 動態(tài)力傳遞特性分析

3.1 分析過程

以振動力源與夾具實(shí)際連接點(diǎn)，作為譜分析時激勵力譜輸入點(diǎn)，即以相同激勵譜分別激勵夾具下圓盤φ610、φ450的圓周上八等分的點(diǎn)，共16個點(diǎn)，對發(fā)動機(jī)和夾具作為一個整體進(jìn)行譜分析[4]。

選擇10-2 000Hz寬頻帶的典型隨機(jī)激勵譜形作為力源輸入譜形，具體激勵條件及譜形分別如表1、圖8。

3.2 分析結(jié)果

在此激勵條件下，以試驗(yàn)夾具和發(fā)動機(jī)作為整體，各部分的振動響應(yīng)規(guī)律如下:

表1 激勵條件表

圖8 激勵譜形圖

1)夾具上貼近發(fā)動機(jī)的測點(diǎn)的振動均方根值在4.2到4.7之間；

2)前裙端面到距離前裙端面400mm區(qū)間段內(nèi)，軸向測點(diǎn)的振動均方根值在5.1到5.4之間；

3)距離前裙端面400mm到距離前裙端面900mm區(qū)間段內(nèi)，軸向測點(diǎn)的振動均方根值在4.8到5.05之間；

4)距離前裙端面900mm到距離前裙端面1 400mm區(qū)間段內(nèi)，軸向測點(diǎn)的振動均方根值在6.1到7.2之間；

5)距離前裙端面1 400mm到距離前裙端面1 900mm區(qū)間段內(nèi)，軸向測點(diǎn)的振動均方根值在5.7到6.4之間；

6)后裙端面到距離后裙端面300mm區(qū)間段內(nèi)，軸向測點(diǎn)的振動均方根值在5.2到5.6之間。

前裙端面到距離前裙端面400mm區(qū)間段內(nèi)的測點(diǎn)的典型振動響應(yīng)如圖9所示。

圖9 前裙端面到距離前裙端面400 mm區(qū)間段內(nèi)的測點(diǎn)的典型振動響應(yīng)圖

經(jīng)計算，上圖曲線均方根值為5.23g距離前裙端面900mm到距離前裙端面1 400mm區(qū)間段內(nèi)的測點(diǎn)的典型振動響應(yīng)如圖10所示。

圖10 距離前裙端面900 mm到距離前裙端面1 400 mm區(qū)間段內(nèi)的測點(diǎn)的典型振動響應(yīng)圖

經(jīng)計算，上圖曲線均方根值為6.46g夾具上貼近發(fā)動機(jī)的測點(diǎn)的的典型振動響應(yīng)圖如圖11所示。

圖11 夾具上貼近發(fā)動機(jī)的測點(diǎn)的的典型振動響應(yīng)圖

經(jīng)計算，上圖曲線均方根值為4.39g試驗(yàn)要求為1)控制曲線允差在±3dB內(nèi)；2)發(fā)動機(jī)前裙、筒段、后裙典型部位的振動響應(yīng)量級與激勵源量級的誤差在±15%內(nèi)。根據(jù)仿真分析結(jié)果和試驗(yàn)要求，選取夾具上貼近發(fā)動機(jī)的測點(diǎn)和距離前裙端面900mm到距離前裙端面1 400mm區(qū)間段內(nèi)的測點(diǎn)做控制點(diǎn)進(jìn)行極大值控制。

4 振動試驗(yàn)驗(yàn)證

按照試驗(yàn)要求，在發(fā)動機(jī)前裙、筒段、后裙等典型部位分別布置加速度傳感器[5]，具體位置如圖12所示。

圖12 驗(yàn)證試驗(yàn)測點(diǎn)布置圖

注：與激勵方向同向定為軸向，與激勵方向垂直定為橫向。

測點(diǎn)1：前裙測點(diǎn)軸向(距前裙端面55mm處)

測點(diǎn)2：殼體中間軸向(距前裙端面1 100mm處)

測點(diǎn)3：后裙測點(diǎn)軸向(距后裙端面55mm處)

測點(diǎn)4：前裙測點(diǎn)橫向(距前裙端面55mm處)

測點(diǎn)5：殼體中間測點(diǎn)橫向距前裙端面1 100mm處)

測點(diǎn)6：后裙測點(diǎn)橫向(距后裙端面55mm處)

測點(diǎn)8：前裙附近弧座與夾具下盤連接中心處軸向

測點(diǎn)9: 后裙附近弧座與夾具下盤連接中心處軸向

測點(diǎn)10：噴管出口端面軸向

根據(jù)第三章結(jié)論，選取測點(diǎn)2、8、9為控制點(diǎn)進(jìn)行極大值控制，控制曲線如圖13所示。

圖13 驗(yàn)證試驗(yàn)控制曲線

從圖13中可以看出，試驗(yàn)控制曲線允差在±3dB內(nèi)。

典型部位軸向響應(yīng)曲線如圖14所示。

圖14 測點(diǎn)1、2、3振動響應(yīng)曲線

從圖14中可以得出，發(fā)動機(jī)前裙端面測點(diǎn)振動響應(yīng)量級為4.13g，與振動力源輸入量級3.79g的誤差為8.9%；

發(fā)動機(jī)殼體中間測點(diǎn)振動響應(yīng)量級為4.10g，與振動力源輸入量級3.79g的誤差為8.1%；

發(fā)動機(jī)后裙端面測點(diǎn)振動響應(yīng)量級為4.09g，與振動力源輸入量級3.79g的誤差為7.9%。

綜上，發(fā)動機(jī)前裙、筒段、后裙典型部位的振動響應(yīng)量級與激勵源量級的誤差在±15%內(nèi)。

典型部橫向響應(yīng)曲線如圖15所示。

從圖中可以得出，前裙端面測點(diǎn)的橫向振動比為0.791/4.13=0.19;

殼體中間測點(diǎn)的橫向振動比為0.871/4.10=0.21;

后裙端面測點(diǎn)的橫向振動比為0.775/4.09=0.19。

綜上，發(fā)動機(jī)前裙、筒段、后裙典型部位的橫向振動比小于0.45(國軍標(biāo)150A.16-2009規(guī)定)

圖15 測點(diǎn)4、5、6振動響應(yīng)曲線

5 結(jié)論

本文針對固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)局部過試驗(yàn)問題，通過有限元仿真方法對某型號固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行動態(tài)力傳遞特性分析，得出發(fā)動機(jī)各部位的動態(tài)傳遞規(guī)律，應(yīng)用此規(guī)律進(jìn)行最佳控制點(diǎn)和控制策略的選擇，以避免局部過試驗(yàn)現(xiàn)象，并進(jìn)行某型號固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果符合要求。此動態(tài)力傳遞特性分析方法為固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)預(yù)分析方法，為順利完成固體火箭發(fā)動機(jī)及其零部件振動試驗(yàn)奠定基礎(chǔ)，提高振動試驗(yàn)可靠性。

[1] 周 瑩, 宋漢文.力控振動試驗(yàn)與過試驗(yàn)現(xiàn)象分析[J].振動與沖擊, 2008,27(4):82-84.

[2] 范宣華.電動振動臺建模與試驗(yàn)仿真技術(shù)研究[D].中國工程物理研究院,2005.

[3] 俞云書.結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)分析[M].北京:宇航出版社, 2000.

[4] 劉 偉,高維成,等.ANSYS12.0 寶典[M] .北京:電子工業(yè)出版社,2010.

[5] 胡志強(qiáng), 法慶衍, 張 越,等.隨機(jī)振動試驗(yàn)應(yīng)用技術(shù)[M]. 北京:中國計量出版社, 1996.

Analysis and Control of Excessive Level in Vibration Test for Solid Rocket Motor

Wang Shihui,Zhang Lei,Li Tie,Zhang Yu,Yun Jie,Shi Peng

(CASIC 601STinstitute, Huhehaote 010076,China)

According to local excessive test in vibration test procedure of solid rocket motor impacting test quality as well as measuring points distribution limitations leading to extended response test cycle, combined with finite element and actual test methods, building incentive source, test fixtures and finite element model of integration for solid rocket motor. Vibration test analysis of dynamic force transmission characteristics using these models, identifying laws of dynamic transitivity between force source, test fixtures and solid rocket motors, then select the appropriate control points and control strategy to ease local excessive experiment problems of vibration test, to improve quality, shorten the period of experiment.

vibration and wave; solid rocket motor; vibration test; excessive test; transmission characteristics

2016-11-03；

2016-11-26。

軍品自主創(chuàng)新項(xiàng)目。

王世輝(1985-)，女，內(nèi)蒙古呼和浩特人，理學(xué)碩士，主要從事固體火箭發(fā)動機(jī)振動試驗(yàn)測試技術(shù)的研究。

1671-4598(2017)04-0247-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.04.067

V435.6

A