李智勞++劉凡++崔盼禮

摘要：高超聲速結(jié)構(gòu)往往由于熱作用導(dǎo)致其本身的模態(tài)特性發(fā)生較大變化，進(jìn)而影響結(jié)構(gòu)的安全。因此開展熱作用下的結(jié)構(gòu)模態(tài)特性研究顯得非常重要。為此，詳細(xì)探討了經(jīng)典譜估計(jì)方法在熱模態(tài)測試中的應(yīng)用，給出了經(jīng)典譜估計(jì)方法測試結(jié)構(gòu)熱模態(tài)的一般流程，并對某型高超聲速飛行器舵結(jié)構(gòu)進(jìn)行了熱模態(tài)測試，獲得了模態(tài)頻率隨時(shí)間的變化特征。該研究具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

關(guān)鍵詞：高超聲速；經(jīng)典譜估計(jì)；熱模態(tài)；舵結(jié)構(gòu)

中圖分類號：TB

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

doi：10.19311/j.cnki.16723198.2017.15.092

1引言

目前，國內(nèi)外對熱模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)的研究都非常重視，美國NASA Langley、Dryden等研究中心分別針對金屬和復(fù)合材料壁板、X-15翼舵、X-34發(fā)動(dòng)機(jī)噴管等結(jié)構(gòu)開展熱模態(tài)試驗(yàn)方法研究與試驗(yàn)驗(yàn)證，2010年NASA Dryden研究中心針對X-37方向舵開展熱模態(tài)試驗(yàn)的探索研究，但是由于高溫加速度傳感器技術(shù)的不成熟并未準(zhǔn)確測得加速度信號。

隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，國內(nèi)一些構(gòu)也研究了舵結(jié)構(gòu)在熱作用下的模態(tài)識別工作，取得了一些成就。開展熱作用下的結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，對研究飛行器受熱影響下的顫振問題具有相當(dāng)重要的學(xué)術(shù)意義和工程價(jià)值。

2基于經(jīng)典譜估計(jì)的時(shí)變模態(tài)參數(shù)識別

所以給試驗(yàn)件施加一純隨機(jī)激勵(lì)，每隔T時(shí)間采集一組時(shí)域數(shù)據(jù)，然后通過T時(shí)間采集到的時(shí)間歷程數(shù)據(jù)和激勵(lì)數(shù)據(jù)來求取頻率響應(yīng)函數(shù)，借助頻率響應(yīng)函數(shù)對T時(shí)間段內(nèi)的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)進(jìn)行識別，最后得到一組時(shí)間段T內(nèi)結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)并繪制模態(tài)頻率隨時(shí)間的變化曲線，進(jìn)而得到結(jié)構(gòu)的模態(tài)變化趨勢。

基于經(jīng)典譜估計(jì)的時(shí)變模態(tài)參數(shù)識別方法能夠解決很多熱模態(tài)測試問題，但也存在著若干問題。頻響函數(shù)是在一次加熱過程中獲得的，所以準(zhǔn)確度不高。頻率響應(yīng)函數(shù)的測試往往需要多次平均來提高信號質(zhì)量。

基于經(jīng)典譜估計(jì)的時(shí)變模態(tài)參數(shù)識別方法以傅里葉變換作為基礎(chǔ)。有如下公式：

Δf=1T（1）

Δf—頻率分辨率；T—時(shí)間段T。

從上述關(guān)系可以看出，Δf越小，則時(shí)間段T必須取的越大，然而過大的時(shí)間段T已經(jīng)失去了研究模態(tài)隨時(shí)間變化的意義。因此，解決工程問題時(shí)，往往需要根據(jù)實(shí)際需要來取合適的時(shí)間段T。

3試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1試驗(yàn)設(shè)備

本次試驗(yàn)所用設(shè)備見表1。

3.2正式試驗(yàn)

本次試驗(yàn)采用激光測振儀測量響應(yīng)，激光測振儀采用非接觸方式，由于激光不受高溫影響且免去了高溫下的安裝和防護(hù)問題。具體方法是將激光測振儀攝像頭垂直于舵面方向安放在需要測試的位置，在加熱系統(tǒng)相應(yīng)的位置上打孔，使激光能夠透過加熱系統(tǒng)投射到舵面上，本次試驗(yàn)布置四個(gè)測點(diǎn)。

本次試驗(yàn)瞬態(tài)加熱時(shí)間為40秒，初始溫度為90度。舵面安裝在設(shè)計(jì)好的夾具上。

4結(jié)論

本文開展了某型舵面的熱模態(tài)試驗(yàn)，運(yùn)用基于AR模型的經(jīng)典譜估計(jì)方法得到了舵面的前兩階模態(tài)頻率隨時(shí)間的變化規(guī)律，本文的研究成果對后續(xù)繼續(xù)開展結(jié)構(gòu)的熱模態(tài)研究有重要意義。

參考文獻(xiàn)

[1]麻連凈，蔡駿文.導(dǎo)彈舵面熱模態(tài)試驗(yàn)激振方法研究[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，2013，（06）：2025.

[2]吳大方，王岳武，蒲穎等.高超聲速飛行器復(fù)合材料翼面結(jié)構(gòu)高溫環(huán)境下的熱模態(tài)試驗(yàn)[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2015，32（02）：323331.

[3]王宏宏，陳懷海，崔旭利等.熱效應(yīng)對導(dǎo)彈翼面固有振動(dòng)特性的影響[J].振動(dòng)、測試與診斷，2010，（03）：275279.

[4]Michael W K，Todd S H.Thermoelastic vibration test techniques[R].NASA TM-101742，1991.

[5]Jeon B H，Kang H W，Lee Y S.Free vibration characteristics of rectangular plate under rapid thermal loading[C].The 9th International Congress on thermal stresses.Budapest，2011.