馮彥軍，周徐斌，周 宇，李 昊，石川千

(上海衛(wèi)星工程研究所,上海 201109)

航天器預復振響應對比分析研究現狀綜述

馮彥軍，周徐斌，周 宇，李 昊，石川千

(上海衛(wèi)星工程研究所,上海 201109)

對航天器預復振響應對比分析的研究現狀進行了綜述。介紹了航天器振動試驗中預振和復振試驗(簡稱預復振)結果不一致現象的三種典型表現形式：共振峰漂移、共振峰數量變化和共振峰幅值變化。分析相關試驗研究和數值模擬文獻，指出邊界非線性、材料非線性和結構損傷等因素是造成預復振結果不一致的主要原因。對邊界非線性，主要從間隙非線性理論研究和螺栓松動試驗驗證兩方面討論了邊界非線性對預復振不一致的影響，發(fā)現結構間隙可造成共振峰漂移，預緊力和阻尼對頻率漂移也有影響，而螺栓松動則可改變傳力路徑和結構導致共振峰漂移。對材料非線性，研究認為蜂窩材料特性隨載荷、時間、溫度等因素的變化可導致航天器結構特性改變，從而出現頻率漂移。對結構損傷，研究發(fā)現這會導致航天器結構特性發(fā)生不可逆變化而造成預復振試驗結果出現差異。針對目前研究以共振峰漂移問題為主，且局限于理論和仿真，尚不能應用于科研實際的現狀，根據當前航天發(fā)展和工程需要，對振動試驗研究的發(fā)展提出了建議：推進復雜結構系統的振動響應研究體系建設；完善航天器振動試驗評價技術；加強航天器振動試驗數據管理系統建設。

航天器振動試驗； 預振； 復振； 共振峰漂移； 共振峰數量變化； 共振峰幅值變化； 非線性； 結構損傷

0 引言

動力學環(huán)境試驗用于對航天產品設計和工藝狀態(tài)適用性進行考核，是研制過程中不可缺少的環(huán)節(jié)。對衛(wèi)星來說，基于振動環(huán)境對衛(wèi)星結構及星上儀器設備的影響，為確保衛(wèi)星發(fā)射成功并正常工作，必須進行地面振動環(huán)境模擬試驗，以考驗衛(wèi)星及星上儀器設備承受該環(huán)境的能力[1]。衛(wèi)星系統級振動試驗中，滿量級振動試驗加載量級一般從低到高，在每個滿量級試驗前后，應分別進行預、復振試驗檢驗。兩個相鄰的滿量級振動試驗間可只進行一次預(復)振級試驗。對一般航天器，預、復振級試驗又稱特征級試驗。特征級結構響應曲線對比法是傳統的航天器振動試驗評價技術，通過對比分析全量級振動試驗前后特征級試驗響應曲線，獲得航天器的傳遞特性、共振頻率和各階幅值放大系數等結構特性，識別航天器結構在振動試驗過程中可能發(fā)生的故障[2]。大量的航天器振動試驗結果表明，預復振試驗響應曲線不一致現象非常普遍，且變化類型復雜。典型的不一致現象主要有共振峰漂移、共振峰數量變化和共振峰幅值變化等。

引起預復振差異的原因，或是航天器結構系統裝配狀態(tài)改變、應力釋放、材料本身非線性等，這屬于正常范疇；或可能是連接狀態(tài)變化和結構破壞等不可逆變化，這不容忽視。文獻[3]提出了一種試驗許可準則：在高量級隨機試驗前后，結構的基頻漂移不大于3%；文獻[4]指出關鍵模態(tài)頻率漂移不大于5%，峰值附近的加速度響應值下降不大于20%。一般認為，對違背了許可準則的不一致現象需分析原因，依靠設計師的工程經驗，試驗后對試驗件進行拆解和復查故障。但這種經驗式分析對產品研制進度產生了很大制約。對預復振差異的機理，國內外主要根據引起結構非線性因素，用理論和試驗方法分析了邊界非線性、材料非線性、結構損傷等因素對預復振試驗不一致的影響，但多局限于對共振峰漂移現象的研究，且深度不夠，遠不能滿足工程應用，對共振峰數量、幅值變化的現象則鮮有研究。共振峰數量變化意味著結構模態(tài)頻率數量的變化，共振峰幅值又與結構阻尼和剛度有關，兩者的影響不可忽略。因此，亟需對該問題進行系統研究，并用于航天器產品的研制。本文對航天器預復振響應不一致現象研究的現狀進行了綜述。

1 預復振試驗結果不一致表現形式

1.1 共振峰漂移

結構振動響應曲線出現共振峰漂移(亦稱頻率漂移)，特別是基頻主峰漂移，表示結構的固有頻率發(fā)生了不可逆變化，是振動試驗中最常出現也是設計者最關心的。共振峰漂移常會引起航天器與運載火箭或單機與航天器間的頻率耦合，發(fā)生共振并導致響應過大，對結構和單機的可靠性帶來極大風險。共振嚴重時將導致結構失效或單機損壞，甚至整個任務失敗和航天員傷亡[5-6]。由于上述原因，國內外對頻率漂移現象進行了大量研究。

在航天器地面振動試驗中，頻率漂移現象主要有兩類。一類是隨振動量級逐步增大固有頻率連續(xù)降低的現象。如1995年，NASA的卡西尼號土星探測器在模態(tài)試驗中出現了頻率隨激振器推力量級增大而向前漂移的現象[7-8]。另一類是給定量級的隨機振動試驗前后檢測到的基頻不一致現象[4]。如NASA某串聯式多功能載人航天器艙段連接裝置，預復振試驗結果的基頻發(fā)生了前漂；我國FY-3衛(wèi)星初樣的預復振試驗結果也曾出現大幅頻率前漂的現象(如圖1所示)[9]。共振峰漂移通常表現為共振峰前漂，但也有例外，如某導彈戰(zhàn)斗部橫向試驗出現了固有頻率隨振動量級而升高的現象[10]。

1.2 共振峰數量變化

預復振試驗結果不一致也可表現為共振峰數量的增加或減少，常見的有雙峰變單峰、共振峰消失等，即結構固有頻率的增加或減少。該現象多發(fā)生在局部結構的振動響應中，意味著局部結構發(fā)生了不可逆變化。

GLAST望遠鏡在正樣隨機試驗中，對比不同振動量級響應曲線發(fā)現加速度響應共振峰頻率點向低頻漂移，且在基頻主峰處出現明顯擴散現象[4]。某衛(wèi)星的振動試驗出現了明顯的雙峰變單峰現象，如圖2所示。

1.3 共振峰幅值變化

經過大振動量級振動試驗后，復振響應曲線共振峰幅值常發(fā)生變化(增大或減小)，且往往伴隨著其他預復振不一致現象，如共振峰漂移和共振峰數量變化。這種變化意味著結構阻尼特性發(fā)生改變，從而影響結構共振響應幅值。我國FY-3衛(wèi)星初樣振動試驗出現了明顯的響應幅值變化現象，如圖3所示。

2 預復振試驗結果不一致問題研究

部分航天器振動試驗準則中對關鍵模態(tài)頻率和共振峰幅值變化等提出了要求，對違背了準則的預復振不一致現象，需引起關注，查找原因，復現故障。國內外研究者主要從結構非線性角度分析其對預復振試驗結果的影響。航天器結構是非線性系統，會發(fā)生包括諧波響應、次諧波響應和碰撞等非線性響應。諧波響應及次諧波響應會使復振試驗結果中諧波峰數量增加；碰撞現象可能導致機械系統在局部區(qū)域發(fā)生疲勞損傷，使結構發(fā)生非穩(wěn)定的運動，引起整星結構或局部結構響應曲線的變化[10]。

引起結構特性發(fā)生非線性變化的因素有很多，如連接間隙、摩擦、材料彈塑性、結構損傷等。在大量級振動試驗中，結構可能出現螺栓松動、黏彈性材料的松弛、預緊結構接觸面受載荷作用后由不穩(wěn)定狀態(tài)變?yōu)榉€(wěn)定狀態(tài)、結構損傷演化等情況。目前，主要分析邊界非線性、材料非線性、結構損傷三個因素對預復振試驗結果不一致現象的影響，但多局限于對共振峰漂移現象的研究，討論共振峰數量、幅值變化現象的較少。

2.1 邊界非線性引起的預復振不一致

航天器振動試驗系統具有大部件多、連接環(huán)節(jié)多的特點，在振動試驗中的邊界非線性表現為連接環(huán)節(jié)的變化，如螺栓、楔型環(huán)等接觸式連接件隨大量級振動試驗的進行而發(fā)生松動或連接狀態(tài)改變(如受預緊力的墊層松弛或回彈等現象)。研究者主要從間隙非線性理論研究和螺栓松動試驗驗證兩方面分析邊界非線性對預復振不一致的影響。

2.1.1 間隙非線性

卡西尼號探測器在1995年的振動試驗中，縱向模態(tài)頻率由21 Hz下降到18 Hz，下降了15%，引起設計者的高度關注。分析證明偏移間隙是導致非線性動力特性的原因，之后通過改進間隙設計后消除了頻率漂移現象[7]。文獻[11]采用數值模擬研究了ASTRO-F紅外空間天文衛(wèi)星結構連接間隙對共振峰漂移的影響，計算模型和仿真結果如圖4所示。研究發(fā)現隨著連接間隙d從0 μm增至100 μm，主峰依次前移，且在間隙100 μm的低頻響應處出現響應跳躍現象，證明結構間隙存在是造成峰漂移的原因。

文獻[12]對一個典型衛(wèi)星桁架結構的簡化模型進行了分析，用間隙非線性和Iwan模型描述非線性連接結構，用數值方法分析了間隙大小、預緊力、系統阻尼和隨機間隙對頻率漂移的影響。結果發(fā)現：無預緊力時，系統幅頻響應則表現出“硬彈簧”性質(如圖5(a)所示)；有預緊力時，隨激勵量級的增大，結構振動響應共振峰先向低頻漂移，在激勵力增大到特定值后，共振峰向高頻恢復，即結構呈現“硬彈簧-軟彈簧”的頻率漂移特性(如圖5(b)所示)，間隙越大，頻率漂移越嚴重。文獻[13-14]研究了間隙、預緊力等非線性因素對航天器套筒連接結構頻率漂移的影響，如圖6所示。

2.1.2 螺栓松動

2006年，NASA的NEXT先進離子推進器樣機1號在環(huán)境試驗中出現了基頻峰前漂5%，且響應幅值大幅減小的現象，如圖7所示。故障排查后發(fā)現，造成異?，F象的原因是支架臂C處連接螺栓存在松動，以致主傳力路徑發(fā)生變化[15]。

2014年，NASA工程和安全中心(NESC)在某串聯式多功能載人航天器艙段連接裝置的預復振試驗中，由于尾帽連接松動出現共振峰漂移現象，通過重新緊固松動位置解決了該問題[9]。

國內對螺栓松動引起的共振峰漂移問題也進行了研究。國防科學技術大學的研究者分析了連接接頭松動對整星局部節(jié)點響應的影響，研究結果顯示：單個連接接頭失效，整星縱振頻率降低1～2 Hz；兩個接頭失效，整星的縱振頻率降低5～6 Hz[4]。文獻[16]針對以往衛(wèi)星預復振試驗基頻漂移3～4 Hz的問題，通過改進主承力結構(對接法蘭結構設計)和在傳力接頭處增加螺栓數量，減小了應力集中，并在后期某衛(wèi)星(質量620 kg)上采用了該設計，在整星鑒定級試驗中基頻表現出穩(wěn)定性，橫向主頻漂移僅約0.4 Hz。

2.2 材料非線性引起的預復振不一致

材料非線性是指材料的應力應變本構關系是非線性的，如材料彈塑性、復合材料各向異性等?，F代衛(wèi)星結構中廣泛采用蜂窩夾層復合材料，鋁蜂窩結構充滿空隙，結構不連續(xù)，面板與蜂窩間的膠層也是非線性材料[17]。在振動試驗過程中，這些材料特性隨載荷、時間、溫度等因素變化導致結構特性出現改變，進而引起振動響應的變化，對預復振試驗結果產生影響[10]。

FalconSAT衛(wèi)星預復振試驗結果出現明顯的不一致現象，一階主峰前漂9.1%，高階頻率(230 Hz附近)處的共振峰幅值降低62%，如圖8所示。研究表明：造成基頻漂移的原因是沖擊環(huán)黏彈性材料的非線性特性。隨著鑒定級隨機振動試驗的持續(xù)，溫度升高，該材料剪切模量發(fā)生變化，對基頻共振峰產生影響[4]。

國內對衛(wèi)星廣泛采用的蜂窩夾層材料的非線性特性進行了研究。文獻[18-20]用試驗方法研究了T型鋁蜂窩板振動量級與頻率漂移的關系，并基于Duffing假設進行了非線性參數識別，證明蜂窩材料的非線性是造成衛(wèi)星振動試驗中可恢復性頻率漂移現象的原因。文獻[21]從混沌理論的角度，計算得到鋁蜂窩板振動試驗數據的最大Lyapunov指數均大于0，證明存在混沌現象，指出材料非線性是頻率漂移的主要原因。

2.3 結構損傷引起的預復振不一致

在航天器地面環(huán)境試驗中，結構局部損傷是導致結構失效的常見原因之一。由于航天器“輕質高強”要求，航天器結構廣泛采用復合材料，在振動試驗中多產生分層、脫膠、纖維斷裂等與復合材料相關的損傷[22]。結構損傷必然導致整體剛度、阻尼等結構特性發(fā)生變化，從而影響結構局部動力響應的變化。此時，結構發(fā)生不可逆變化是造成預復振試驗結果差異的主要原因。

在GLAST望遠鏡正樣隨機試驗中出現的共振峰漂移和峰值擴散的原因是振動過程有數個螺釘松動，同時螺紋出現損傷，結構阻尼特性改變。文獻[20]認為不可恢復的大幅頻率漂移，原因可能是結構損傷或連接松動[20]。我國某衛(wèi)星天線在振動試驗中，由于天線背筋7處小筋與蒙皮脫粘，導致在預復振試驗頻響曲線不一致現象明顯，出現了共振峰漂移和共振峰消失現象，如圖9所示。

在結構局部損傷對振動特性的影響，特別是復合材料脫層損傷方面，國內外主要針對共振峰頻率漂移進行了初步研究[23-27]。但研究僅分析了損傷對簡單的梁、板或圓柱殼結構固有頻率的影響，未討論損傷對動態(tài)響應的影響規(guī)律。此外，對基于結構振動響應數據的損傷識別方法也有探索，從而對結構損傷對預復振試驗結果的影響作出解釋[28-29]。這些研究對預復振試驗結果不一致的機理解釋有積極的作用。

3 結束語

航天器地面環(huán)境振動試驗是對航天產品設計和工藝狀態(tài)適用性的考核，是研制過程中不可缺少的環(huán)節(jié)。在航天器地面振動試驗中，預復振試驗結果不一致現象非常普遍，典型現象有共振峰漂移、共振峰數量變化和共振峰幅值變化等。對該現象機理的研究認為邊界非線性、材料非線性和結構損傷是主要原因。但研究以共振峰漂移為主，且局限于理論和原因解釋，研究深度不足，不能滿足工程的需要。另外，在共振峰數量變化和共振峰幅值變化兩方面的研究較少，但兩者的影響不可忽略，因為共振峰數量變化意味著結構模態(tài)頻率數量的改變，共振峰幅值又與結構阻尼和剛度有密切關系。

預復振試驗響應曲線對比法是航天器振動試驗評價的關鍵，也是目前制約我國航天器產品研制效率的瓶頸。通過對預復振試驗不一致現象研究現狀的綜合分析，結合當前航天工程的發(fā)展需要，應重點開展如下研究[30-32]。第一，進一步推進復雜結構系統的振動響應研究體系建設。航天器結構系統復雜，多采用大部件、連接環(huán)節(jié)、撓性部件等，且廣泛采用復合材料，因此振動響應表現出極大的非線性。在傳統剛柔耦合系統動力學理論的基礎上，突破航天器典型連接結構動力學建模技術，重點研究連接環(huán)節(jié)破壞和結構損傷對復雜系統響應的影響，結合航天器結構模塊化建模仿真技術，最終形成一套具有理論支撐、仿真成熟和工程應用的一體化研究體系。第二，進一步完善航天器振動試驗評價技術。梳理振動試驗評價技術的不足，給出應對策略和技術方案。進一步從試驗流程各環(huán)節(jié)分析影響試驗結果的因素，充分提取和利用試驗數據，引進創(chuàng)新的評價方法，通過故障審查和改善設計，建立定量化、可視化、便利性試驗評價技術。第三，進一步加強航天器振動試驗數據管理系統建設。目前我國航天領域對試驗數據處理方法不完善，傳統的預復振頻響數據經驗式的對比已不能完全滿足需求。一方面，隨著我國多年航天器研制經驗的積累，大量的振動試驗數據極具應用價值，應重視對航天器振動試驗故障的分類、對比和匯總；另一方面，結合工程經驗，在深入基于振動試驗數據的損傷識別研究基礎上，引入振動試驗數據處理的新方法，建立一套以航天器振動試驗異常數據和結構模型為輸入，以可能故障信息為輸出的故障排查系統。

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ReviewofSpacecraftPreandPostVibrationTestResponseComparativeAnalysis

FENG Yan-jun， ZHOU Xu-bin， ZHOU Yu， LI Hao， SHI Chuan-qian

(Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China)

The present status of spacecraft pre and post vibration test response comparative analysis was reviewed in this paper. There are three typical differences including resonance peak shift, change in number of resonance peaks and change in resonant vibration amplitude between pre vibration and post vibration in spacecraft vibration test. The main reasons for these differences are boundary nonlinearity, material nonlinearity and structural damage according to the relevant experimental research and numerical simulation about the discrepancies. For boundary nonlinearity, the influence of the boundary nonlinearity on the difference between pre and post vibration test are discussed from theoretical study of gap nonlinearity and test validation of bolts looseness. The studies find that resonance peak will be shifted because of structure gap, and frequency shift will be influenced because of preload and damping, as well as force transfer route will be changed to cause resonance peak shift because of bolts looseness. For material nonlinearity, researches find the honeycomb material characteristics will be changed because of load, time, temperature and other factors, which can change spacecraft structure characteristic and cause frequency shift. For structure damage, studies find that this will cause irreversible change of spacecraft structure characteristic to make differences between pre and post vibration tests. Researches mainly focus on resonance peak shift based on theory and simulation analysis, which can’t be applied in scientific research and practice. According to the requirement of the domestic space engineering, the main research directions in the spacecraft vibration test are suggested, which conclude more research about vibration response of the complex structure system, further improvement of the spacecraft vibration test evaluation technology and further reinforcement of spacecraft vibration test data management system.

spacecraft vibration test; pre vibration test; post vibration test; resonance peak shift; change of resonance peak numbers; change in resonant vibration amplitude; nonlinearity; structure damage

1006-1630(2017)06-0096-07

V416；V414

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.06.015

2017-04-15；

2017-10-08

國家自然科學基金青年基金資助(51605299)

馮彥軍(1991—)，男，碩士生，主要從事衛(wèi)星結構設計和振動測試。