李智勞，劉凡，崔盼禮中國飛機強度研究所

基于頻率自動跟蹤技術(shù)的某型飛行器舵結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗研究

李智勞，劉凡，崔盼禮
中國飛機強度研究所

高超聲速飛行器在熱影響下的動力學問題已經(jīng)成為影響其動特性的重要問題。嚴酷的熱環(huán)境會使結(jié)構(gòu)的模態(tài)發(fā)生變化，因此測試結(jié)構(gòu)的熱模態(tài)顯得尤為重要。目前熱模態(tài)測試主要有兩種方法，即AR模型經(jīng)典譜估計方法和AR模型現(xiàn)代譜估計方法。本文提出了基于相位共振法的時變模態(tài)測試技術(shù)，開展了某型高超聲速飛行器舵面的熱模態(tài)試驗，給出了結(jié)構(gòu)在熱作用下的模態(tài)變化規(guī)律。

高超聲速；時變模態(tài)；相位共振法

1 引言

高超聲速飛行器在飛行過程中會帶來嚴重的熱問題，進而結(jié)構(gòu)模態(tài)也會隨之有很大變化，因此在飛行器首飛前結(jié)構(gòu)在熱影響下的模態(tài)變化必須通過地面試驗獲得，以保證整個飛行過程中的安全。目前對于熱模態(tài)的研究主要有兩種方法，一種為基于AR模型經(jīng)典譜估計的時變模態(tài)測試方法，另一種是基于AR模型的現(xiàn)代譜估計的時變模態(tài)測試方法。這兩種方法都是基于隨機激勵的模態(tài)測試技術(shù)。然而，基于相位共振法的熱模態(tài)測試技術(shù)的研究則較少。本文研究了基于相位共振法的熱模態(tài)測試技術(shù)，提出了測試方法。

2 理論

2.1 相位共振法

相位共振法試驗原理為：對飛機結(jié)構(gòu)施加外激振力后，當激振頻率等于飛機結(jié)構(gòu)的某一固有頻率時，飛機結(jié)構(gòu)就出現(xiàn)共振現(xiàn)象。通過對激振力和激振頻率進行優(yōu)化調(diào)節(jié)，可以使飛機結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一模態(tài)的振動，表現(xiàn)在飛機結(jié)構(gòu)上各測量點的加速度響應與外力之間存在90°或270°的相位差。這時，飛機結(jié)構(gòu)的慣性力與彈性力自成平衡，激振力與飛機的阻尼力平衡。假設外力的相位是0°或180°，并為實部，則響應的實部趨于零，這就是呈現(xiàn)單一模態(tài)的相位特征。這樣，我們通過反復調(diào)力與移頻，使結(jié)構(gòu)上測量點的加速度響應的相位變化呈現(xiàn)上述特征，從而得到某一固有頻率下的振型。為幫助判斷模態(tài)的可靠性，可將所有測量點信號歸納為一個總體目標函數(shù)值MIF。模態(tài)純度指示函數(shù)的數(shù)學表達式如下：

顯然，當MIF→1時就認為結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一的“固有頻率下的模態(tài)”，即純模態(tài)。

2.2 基于相位共振技術(shù)的頻率自動跟蹤工作原理

熱模態(tài)屬于時變模態(tài)，如果我們把整個激勵過程離散為足夠小的時間段，在每個時間段內(nèi)，我們可以認為結(jié)構(gòu)本身的特性不隨時間變換。根據(jù)相位共振法，我們只要使結(jié)構(gòu)的加速度響應的相位超前激振力90°或者位移響應相位滯后激振力90°，此時的結(jié)構(gòu)就處于共振狀態(tài)。試驗過程中我們通過PID控制技術(shù)控制激振頻率來得到每個小的時間段內(nèi)結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)，最終獲得整個加熱過程中結(jié)構(gòu)動特性的變化。

3 試驗驗證

3.1 試驗設備

試驗設備見表1。

表1 試驗設備

3.2 試驗結(jié)果

表2 舵面一彎模態(tài)頻率變化表

圖1 舵面一彎頻率變化曲線

試驗結(jié)果如表2所示，試驗過程中也運用基于AR模型經(jīng)典譜估計方法和基于AR模型現(xiàn)代譜估計方法對試驗件進行了測試，結(jié)果驗證了基于頻率自動跟蹤技術(shù)對時變模態(tài)測試的有效性。圖1為舵面一彎在不同測試方法下的模態(tài)頻率變化曲線。

4 結(jié)論

對于試驗件熱模態(tài)測試，各階模態(tài)分別進行測試。試驗過程中先在常溫下，獲得結(jié)構(gòu)的某階共振頻率，然后實施加溫控制。以控制測量點的相位和模態(tài)指示函數(shù)為目標，通過PID控制技術(shù)，控制激振頻率，從而得到該階模態(tài)參數(shù)。本文的研究對繼續(xù)研究基于相位共振法的時變模態(tài)測試技術(shù)具有重要的參考價值。

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