杜 娟

（中航飛機(jī)股份有限公司漢中飛機(jī)分公司，陜西?漢中?723000）

當(dāng)今的運(yùn)輸飛機(jī)發(fā)展中，需要滿足輕質(zhì)化、高推重比等需求。隨著結(jié)構(gòu)重量的相對(duì)減輕，結(jié)構(gòu)剛度不斷減小，對(duì)振動(dòng)、噪聲的要求越來越嚴(yán)格。文獻(xiàn)[1]研究了某型飛機(jī)通過更換高功率發(fā)動(dòng)機(jī)、降低槳盤面積以增加運(yùn)載量并獲得良好的機(jī)動(dòng)性后，發(fā)動(dòng)機(jī)槳葉通過頻率與襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)局部模態(tài)頻率接近，導(dǎo)致飛機(jī)襟翼蒙皮動(dòng)態(tài)應(yīng)力水平提高，襟翼蒙皮裂紋出現(xiàn)的概率增大。因此，除了飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)外，飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)性能也成為影響飛機(jī)使用壽命的重要因素[2-4]，在工程中需要引起重視。

通過模態(tài)分析技術(shù)來獲得結(jié)構(gòu)固有特性，是一種分析結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性、評(píng)估結(jié)構(gòu)安全性的重要的有效方式。而不同的測(cè)試方法會(huì)直接影響到模態(tài)參數(shù)的識(shí)別精度，利用傳統(tǒng)的傳感器技術(shù)在分析輕質(zhì)結(jié)構(gòu)，如板殼結(jié)構(gòu)、薄膜結(jié)構(gòu)、細(xì)長(zhǎng)桿狀結(jié)構(gòu)時(shí)，傳感器的附加剛度、附加質(zhì)量效應(yīng)會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不可忽略的影響，嚴(yán)重影響結(jié)構(gòu)自身的固有特性[5]。在飛機(jī)蒙皮局部模態(tài)分析中，這種效應(yīng)十分顯著，以一塊典型的鋁合金蒙皮為例，尺寸為500mm×200mm×0.8mm，蒙皮質(zhì)量約為200g，采用微型加速度傳感器（型號(hào)為PCB-333B30），對(duì)蒙皮進(jìn)行3×5網(wǎng)格劃分以獲得較為光滑連續(xù)的固有振型，加速度傳感器的總質(zhì)量為60g。傳感器引入的附加質(zhì)量達(dá)到了被測(cè)蒙皮結(jié)構(gòu)的30%，將嚴(yán)重影響模態(tài)測(cè)試精度，傳統(tǒng)的傳感器測(cè)試技術(shù)不再適用。隨著激光測(cè)振技術(shù)的快速發(fā)展，基于激光多普勒干涉效應(yīng)的測(cè)振系統(tǒng)是目前能夠獲取最佳位移和速度分辨率的振動(dòng)測(cè)量方法，已被廣泛用于基礎(chǔ)科學(xué)領(lǐng)域[6-8]。它能實(shí)現(xiàn)飛米級(jí)的振幅分辨率，線性度高，在極高頻率范圍內(nèi)（1GHz）仍能確保振幅的一致性，適用于近距離的顯微測(cè)試和遠(yuǎn)距離測(cè)試。這種光學(xué)非接觸測(cè)試方法對(duì)結(jié)構(gòu)幾乎沒有附加影響，且測(cè)試精度更高、效率更高，能夠在極小和極輕質(zhì)的結(jié)構(gòu)上測(cè)量，顯著改善了傳統(tǒng)傳感器在蒙皮薄板結(jié)構(gòu)固有特性測(cè)試時(shí)的限制。

1??飛機(jī)襟翼蒙皮局部模態(tài)的激光測(cè)振原理

在本文飛機(jī)襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的模態(tài)試驗(yàn)研究中，激光測(cè)振儀首次在飛機(jī)襟翼蒙皮的工程模態(tài)測(cè)試中得以應(yīng)用。本文采用的激光測(cè)振系統(tǒng)為德國(guó)Polytec公司研發(fā)的PSV-400型號(hào)。

激光測(cè)振系統(tǒng)基于激光多普勒干涉效應(yīng)，測(cè)振光路如圖1所示：激光器發(fā)出頻率為f0的激光束經(jīng)過分光鏡入射到被測(cè)蒙皮表面，由于蒙皮表面振動(dòng)，反射光將產(chǎn)生多普勒頻移fD：

圖1 Polytec激光多普勒測(cè)振光路示意圖

其中，v表示蒙皮表面運(yùn)動(dòng)速度，λ為激光波長(zhǎng)，頻率為f0+fs的參考光束和頻率為f0+fD的反射光束混合并投射到光電探測(cè)器，產(chǎn)生干涉信號(hào)，經(jīng)過信號(hào)處理得到頻率為Δf=fD-fs的拍頻信號(hào)，反求頻移fD代入式（1），計(jì)算出飛機(jī)襟翼蒙皮測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)速度。

對(duì)飛機(jī)襟翼蒙皮進(jìn)行多測(cè)點(diǎn)局部模態(tài)分析時(shí)，襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)控制方程可以寫作矩陣表達(dá)的一般形式[9]：

從式（6）中可以看出，頻響函數(shù)矩陣中包括結(jié)構(gòu)的模態(tài)頻率、模態(tài)質(zhì)量、模態(tài)剛度和模態(tài)阻尼等信息，代表蒙皮結(jié)構(gòu)某階局部模態(tài)的振型向量。因此，根據(jù)線性互易律，在對(duì)飛機(jī)襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析時(shí)，獲得頻響函數(shù)矩陣的一行或一列數(shù)據(jù)，便可利用頻域辨識(shí)算法擬合得到襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的模態(tài)信息。

利用激光測(cè)振技術(shù)測(cè)試襟翼蒙皮局部模態(tài)時(shí)，采用單點(diǎn)激勵(lì)、多點(diǎn)測(cè)量的方法來展開試驗(yàn)研究。在激勵(lì)位置不變的前提下，激光測(cè)振光束能夠快速對(duì)襟翼蒙皮表面進(jìn)行逐點(diǎn)掃描測(cè)振，獲得襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的全場(chǎng)速度響應(yīng)。利用同時(shí)采集的激勵(lì)力參考信號(hào)，計(jì)算得到頻響函數(shù)的一列數(shù)據(jù)，辨識(shí)得到飛機(jī)襟翼蒙皮的局部模態(tài)參數(shù)。相比工程中傳統(tǒng)的加速度傳感器測(cè)試技術(shù)，激光掃描測(cè)試不會(huì)受到測(cè)點(diǎn)硬件通道數(shù)目的限制，并且省去了繁瑣的粘貼、更換傳感器位置的步驟，能夠快速、高效、精確地對(duì)飛機(jī)襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)進(jìn)行固有特性分析。

2??飛機(jī)襟翼蒙皮局部模態(tài)的試驗(yàn)測(cè)試與結(jié)果驗(yàn)證

飛機(jī)襟翼蒙皮局部模態(tài)的試驗(yàn)研究在某型飛機(jī)上進(jìn)行，激勵(lì)方式為電磁式激振器正弦掃頻。根據(jù)有限元仿真先驗(yàn)知識(shí)，試驗(yàn)中的掃頻帶寬為450Hz，采樣率為1.28kHz，譜線數(shù)為8192，頻率分辨率為0.156Hz，采用3次平均技術(shù)提高測(cè)試信號(hào)的信噪比。襟翼蒙皮局部模態(tài)測(cè)試的試驗(yàn)裝置如圖2所示：試驗(yàn)中利用Polytec控制箱內(nèi)置信號(hào)發(fā)生器生成正弦掃頻信號(hào)，發(fā)送到激振器功放，驅(qū)動(dòng)電磁式激振器激勵(lì)蒙皮結(jié)構(gòu)。為避免激振器頂桿對(duì)蒙皮結(jié)構(gòu)帶來附加剛度影響，將激振器頂桿安裝在與機(jī)翼大梁固結(jié)的蒙皮處，激振器頂桿和襟翼蒙皮間安裝力傳感器，用來采集激振器施加在蒙皮結(jié)構(gòu)上的參考力信號(hào)。激光測(cè)振儀同步地逐點(diǎn)掃描測(cè)試襟翼蒙皮表面的振動(dòng)響應(yīng)，獲得整個(gè)測(cè)試區(qū)域的全場(chǎng)域振動(dòng)數(shù)據(jù)。對(duì)測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行500Hz以下的低通濾波，以提高信號(hào)的信噪比。

某型飛機(jī)的襟翼下表面蒙皮、前緣蒙皮和導(dǎo)流片蒙皮被隔板、大梁分隔成塊，形成許多小塊相對(duì)獨(dú)立的局部蒙皮結(jié)構(gòu)，襟翼蒙皮的面外彎曲剛度相對(duì)于隔板、大梁很弱。因此，飛機(jī)襟翼蒙皮在發(fā)動(dòng)機(jī)激勵(lì)或氣動(dòng)載荷作用下，蒙皮的變形以局部彎曲為主，這也是本文重點(diǎn)測(cè)試襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)局部模態(tài)的研究意義所在。

圖2 飛機(jī)襟翼蒙皮局部模態(tài)測(cè)試試驗(yàn)裝置布置圖

將關(guān)注區(qū)域的飛機(jī)襟翼蒙皮局部模態(tài)測(cè)試結(jié)果與有限元分析結(jié)果進(jìn)行比較，如表1所示：展示了幾個(gè)典型位置的對(duì)比；對(duì)應(yīng)的襟翼蒙皮局部有限元模態(tài)振型，如圖3～圖7所示：圖中虛線表示襟翼蒙皮與大梁、隔板、尾緣等鉚接位置，圓圈內(nèi)標(biāo)識(shí)代表對(duì)應(yīng)的隔板編號(hào)。從圖3和圖4可以看出，襟翼下表面蒙皮沿順氣流方向?yàn)檎L(zhǎng)形狀，局部模態(tài)也呈現(xiàn)“窄長(zhǎng)狀”的面外彎曲振型。局部模態(tài)振型中大梁、前后緣幾乎沒有變形，這是蒙皮面外剛度相對(duì)較弱的原因，與理論分析結(jié)果一致。從圖4中可以看出，不同隔板間的襟翼蒙皮出現(xiàn)了聯(lián)動(dòng)模態(tài)，分析原因是相鄰隔板間襟翼蒙皮尺寸結(jié)構(gòu)相似，導(dǎo)致襟翼蒙皮的局部固有特性相似，在某階固有頻率下發(fā)生同步運(yùn)動(dòng)。在襟翼前緣蒙皮的局部模態(tài)中也發(fā)現(xiàn)了同樣的現(xiàn)象，如圖5所示。從導(dǎo)流片蒙皮的局部模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果圖6和圖7可以發(fā)現(xiàn)，襟翼導(dǎo)流片蒙皮在一階彎曲模態(tài)下便出現(xiàn)了振型的節(jié)線。分析原因是，襟翼導(dǎo)流片蒙皮由于自身曲度呈現(xiàn)“S”狀，靠近前緣為凸，靠近后緣為凹，存在曲率改變的位置，因此襟翼導(dǎo)流片蒙皮被該曲度交界線再次分隔，出現(xiàn)了整塊導(dǎo)流片蒙皮振型的節(jié)線，與有限元仿真的振型圖能夠相互印證。

激光局部模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果與有限元仿真結(jié)果吻合得較好，局部模態(tài)頻率相差10%以內(nèi)，局部模態(tài)振型也與有限元分析結(jié)果基本吻合，滿足工程要求。模態(tài)頻率辨識(shí)與有限元結(jié)果的差異主要由有限元分析中對(duì)鉚接的共結(jié)點(diǎn)簡(jiǎn)化方式以及建模中必要的力學(xué)簡(jiǎn)化導(dǎo)致。另一方面，在蒙皮加工中存在的工藝誤差也是有限元模型中無法充分考慮的。

表1 激光模態(tài)試驗(yàn)與有限元分析結(jié)果對(duì)比

圖3 8-9號(hào)隔板間下表面蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖4 37-39號(hào)隔板間下表面蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖5 30-34號(hào)隔板間前緣蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖6 11-12號(hào)隔板間導(dǎo)流片蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖7 33-34號(hào)隔板間導(dǎo)流片蒙皮局部模態(tài)振型圖

3??結(jié)束語

在工程中進(jìn)行薄板、薄膜等大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)局部結(jié)構(gòu)的模態(tài)試驗(yàn)時(shí)，傳統(tǒng)的傳感器技術(shù)已經(jīng)遇到了瓶頸，存在附加質(zhì)量影響大、效率低下的不足。本文通過非接觸式激光測(cè)振技術(shù)對(duì)某型飛機(jī)襟翼蒙皮的局部模態(tài)進(jìn)行了試驗(yàn)研究，有效獲得了襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的局部模態(tài)頻率、模態(tài)振型向量等參數(shù)。試驗(yàn)結(jié)果能夠與有限元仿真結(jié)果相互驗(yàn)證，說明了這種測(cè)試方式在工程中的可行性和應(yīng)用趨勢(shì)，同時(shí)試驗(yàn)結(jié)果也為蒙皮的局部結(jié)構(gòu)有限元仿真的模型修正工作提供了參考依據(jù)，為后續(xù)的動(dòng)力學(xué)研究奠定了基礎(chǔ)。