史曉鳴，高 帆,張記華,宋波濤,張宏程

(上海機(jī)電工程研究所，上海,201109)

0 引 言

彈體運動的信號通過慣導(dǎo)(傳感器)進(jìn)入自動駕駛儀，解算出舵指令，由舵機(jī)驅(qū)動舵面偏轉(zhuǎn)，舵面偏轉(zhuǎn)形成的氣動力和慣性力反過來作用于彈體改變彈體的姿態(tài)，這是彈體和自動駕駛儀兩者之間的正常相互作用。但在飛行過程中，慣導(dǎo)除了感受到彈體的姿態(tài)運動信號之外，還感受到了彈體的高頻彈性振動信號，這部分信號同樣經(jīng)自動駕駛儀解算后形成高頻舵指令，根據(jù)舵機(jī)的帶寬能力，這部分舵指令可能被舵機(jī)響應(yīng)或部分響應(yīng)或完全不響應(yīng)，在(部分)響應(yīng)的情況下，舵面產(chǎn)生高頻振動，形成高頻的氣動力、慣性力反過來作用于彈體，引起彈體的進(jìn)一步振動，由此構(gòu)成圖1中的氣動伺服彈性閉環(huán)反饋回路。

圖1 氣動伺服彈性閉環(huán)反饋回路Fig.1 Closed-loop feedback of aeroservoelasticity

國內(nèi)以往關(guān)于導(dǎo)彈氣動伺服彈性問題的研究[1,2]，多通過數(shù)值仿真分析手段評估控制系統(tǒng)的引入對顫振臨界動壓的影響。然而工程實踐表明，在高空空氣稀薄，來流動壓小，甚至有些地面零風(fēng)速狀態(tài)下，由于較大的駕駛儀增益參數(shù)，導(dǎo)彈也有可能出現(xiàn)劇烈的振動。這種情況下，誘發(fā)系統(tǒng)振動加劇的主要因素并不是來流動壓，而是駕駛儀的參數(shù)設(shè)置。

本文將分析導(dǎo)彈伺服振動問題的形成機(jī)理，并給出一種伺服振動地面試驗驗證方法，用于獲取零風(fēng)速情況下駕駛儀穩(wěn)定控制系統(tǒng)對彈體低階模態(tài)振動的響應(yīng)，評估是否會發(fā)生自激振動，驗證彈體結(jié)構(gòu)與駕駛儀穩(wěn)定控制系統(tǒng)組成的閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

1 伺服振動問題的形成機(jī)理

對于防空導(dǎo)彈而言，在自動駕駛儀設(shè)計過程中，自動駕駛儀的增益大小設(shè)置與動壓有關(guān)。往往在低空動壓較大時，舵效較高，自動駕駛儀的增益參數(shù)較小；而當(dāng)動壓較小時，舵效不夠，自動駕駛儀的增益參數(shù)才會較大，且兩者極少同時達(dá)到最大。在低空大動壓彈道下，動壓達(dá)到臨界值導(dǎo)致振動發(fā)散即是顫振、伺服顫振問題；而在高空彈道駕駛儀增益達(dá)到臨界值導(dǎo)致振動幅度增大甚至發(fā)散即是伺服振動問題。

在以往的防空導(dǎo)彈設(shè)計中該問題并不突出，然而近年來該問題屢有發(fā)生。一方面，早期的型號多采用液壓舵機(jī)，液壓舵機(jī)的響應(yīng)頻帶寬較低，對于彈體的高頻彈性振動本身沒有足夠的能力去響應(yīng)，而電動舵機(jī)較高的頻帶寬使其有能力響應(yīng)更高階的彈體彈性振動，已無法保證彈體的彈性振動頻率遠(yuǎn)遠(yuǎn)在穩(wěn)定控制系統(tǒng)的截止頻率之上；另一方面，由于大量輕質(zhì)材料的使用使得結(jié)構(gòu)的彈性特征愈加明顯，彈體的模態(tài)頻率降低后，更多的高階頻率落入到舵機(jī)的響應(yīng)頻帶寬內(nèi)，此刻如還按照以往的認(rèn)識[3]，僅僅只針對一、二階頻率設(shè)置陷幅濾波器是存在局限性的。因此，伺服振動問題變得愈加顯著，如何在地面開展伺服振動的地面試驗驗證是當(dāng)前防空導(dǎo)彈設(shè)計中的一個重要環(huán)節(jié)。

2 地面驗證及案例

地面驗證試驗的原理框圖見圖2，通過激振器對彈體施加正弦掃頻激勵，由慣導(dǎo)敏感元件感受彈體結(jié)構(gòu)的振動，經(jīng)穩(wěn)定控制系統(tǒng)響應(yīng)后，輸出舵指令驅(qū)動舵機(jī)帶動舵面偏轉(zhuǎn)形成慣性力作用于彈體，構(gòu)成閉環(huán)反饋系統(tǒng)，分析彈體的振動響應(yīng)特征，判斷其是否發(fā)生自激振動，驗證彈體結(jié)構(gòu)與穩(wěn)定控制系統(tǒng)組成的閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性。

圖2 試驗原理框圖Fig.2 Schematic block diagram of testing

本文將通過一個典型案例來分析地面伺服振動試驗中的振動現(xiàn)象。在某一次地面驗證試驗中，激振器對彈體施加10～100 Hz的掃頻激勵信號，掃頻速率+1 Hz/s，駕駛儀此刻裝訂某個彈道點上的固定參數(shù)進(jìn)行解算，駕駛儀中只設(shè)置了以彈體一階彎曲頻率為中心頻率的陷幅濾波器。圖3是試驗過程中加速度傳感器獲取的彈體振動響應(yīng)。

在圖3中，存在兩個振動幅值最大的時間點，分別為t=11 s和t=52 s，此時激振器掃頻激勵的輸出頻率正好對應(yīng)彈體的前兩階彎曲模態(tài)頻率，由此引發(fā)了彈體的共振。但在這兩個時間點之后，彈體響應(yīng)卻存在明顯的不同。t=11 s之后，彈體響應(yīng)迅速衰減到一個較小的幅值，其振動頻率也隨著激振器施加的載荷頻率改變，系統(tǒng)并未出現(xiàn)不衰減的大幅振動，此刻系統(tǒng)是穩(wěn)定的。但t=52 s之后，彈體依然在一個較大的幅值維持等幅振動，舵面也存在明顯的高頻偏轉(zhuǎn)振動，且振動頻率也保持彈體二階頻率不變，出現(xiàn)“鎖頻”現(xiàn)象，完全與激振器掃頻輸出載荷頻率無關(guān)，見圖4。即使是在t=62 s關(guān)閉了激振器的輸出依然不能制止彈體的大幅振動，同時在地面綜測設(shè)備上可以觀察到給彈上設(shè)備供電電流的快速增大和電壓下降，說明此刻彈體已進(jìn)入自激振動狀態(tài)，維持振動的能量來源于地面綜測設(shè)備的供電。理論上，此時的系統(tǒng)已進(jìn)入不穩(wěn)定狀態(tài)，彈體的振動將走向發(fā)散，但由于地面綜測設(shè)備的供電輸出額定電流限制，彈體振動沒有發(fā)散，只是維持大幅度的極限環(huán)振動。在t=84 s切斷地面綜測設(shè)備供電，系統(tǒng)失去能量的注入，彈體振動即刻停止，再次說明這是典型的自激振動。

圖3 振動響應(yīng)曲線Fig.3 Vibration response

圖4 時頻瀑布圖Fig.4 Waterfall figure of time-frequency analysis

圖5 激振器輸出力信號時間歷程Fig.5 Exciting force by shaker versus time

3 結(jié)束語

本文分析了防空導(dǎo)彈伺服振動問題形成的機(jī)理，并給出了地面試驗驗證方法，通過一個案例揭示了伺服振動地面試驗中的振動響應(yīng)現(xiàn)象以及如何通過振動響應(yīng)數(shù)據(jù)評估系統(tǒng)穩(wěn)定性。

[1] 楊炳淵，樊則文. 彈性飛行器氣動伺服彈性耦合動力學(xué)仿真[J]. 宇航學(xué)報，2009，30(1): 134-138.

[2] 張陳安，張偉偉，葉正寅. 一種基于當(dāng)?shù)亓骰钊碚摰某羲賹?dǎo)彈氣動伺服彈性分析方法[J]. 宇航學(xué)報，2007，28(1):141-146.

[3] 楊軍. 導(dǎo)彈控制原理[M]. 北京：國防工業(yè)出版社，2010.