（中國工程物理研究院總體工程研究所，四川 綿陽 621999）

在航空、航天及眾多地面裝備產品研制過程中，振動試驗發(fā)揮了無可替代的作用，但傳統(tǒng)振動試驗是以條件覆蓋為主導思想，將試驗件通過夾具連接在一個獨立的振動臺上，受夾具自身特性和振動控制方式的影響，這種試驗方法有時會導致響應與真實狀態(tài)偏差較大，甚至試驗無法實施。為了提高地面模擬的真實性，多激勵試驗方法受到了廣泛的關注[1-3]，并被逐步規(guī)范化。在MIL-STD-810G[4]中，主要分單軸多激勵和多軸多激勵兩大類。GJB 8547—2015[5]《軍用裝備多激振器振動試驗方法》也對此類試驗的實施提出了具體要求。

有很多文獻報道過進行單軸兩點激勵試驗，但其試驗件共同的特點是均為細長結構[6-8]，長徑比都超過10。此時兩個激勵點的相關性較弱，易于振動控制。雖然有些試驗[9-10]采用的試件稍短，長徑比仍接近7，且試驗上限頻率較低，僅為500 Hz，高頻的響應差異并未表現出來。這些文獻的另一個共同點是，不同控制點的功率譜密度曲線是相同或相似的階梯形譜，而真實結構在受激勵時表現出來的響應必定是復雜的鋸齒形響應。這樣制定振動環(huán)境條件更主要是達到“覆蓋”的目的，并不完全追求響應的真實性，會導致明顯的過試驗。地面振動試驗時常用多點響應平均控制方法[11]，其本質是控制一個虛擬點的響應，并無法和試驗件上真實的響應點對應，是一種便于實施的控制策略，也是一種基于包絡和平均思想的控制方法。

文中針對一短圓錐飛行結構，從提升地面振動試驗模擬真實性的目的出發(fā)，提出直接控制結構內部多個核心點響應的試驗條件制定方法，并進行多點激勵多點響應控制的試驗加載方法，初步說明新方法的可行性，預期將會對導彈武器裝備飛行環(huán)境的適應性評估產生新的影響。

1 研究背景

為了提升飛行器的可靠性，在地面進行充分的環(huán)境試驗模擬是非常重要的，振動試驗是暴露問題的有效手段。如果振動條件制定得過嚴酷，則會增大產品研制的難度；如果制定得偏低，則可能存在考核不足的風險。GJB 150.16A[11]是目前國內最常用的振動標準，其中給出的飛行器振動控制譜，也多為類似階梯的形狀，這樣的結果必然會在較寬的頻段對真實響應明顯加嚴。

某典型短圓錐飛行結構在進行地面環(huán)境試驗時，傳統(tǒng)做法是在外殼關鍵部位選取多個點，利用這多個點在飛行時的加速度響應制訂地面振動試驗的控制譜（梯形譜），然后在試驗室進行橫向振動試驗時，用包帶形式的夾具約束試驗件（見圖1），采用多點響應平均方法控制。

圖1 傳統(tǒng)試驗件安裝方式Fig.1 Traditional method of fixing a test article

這種試驗方式的問題在于，由于試驗件的真實狀態(tài)是在空中作自由飛行，受到的激勵來自于表面的氣流；而試驗室內卻用一剛性較強的夾具對試驗件進行約束，激勵通過夾具傳遞給試驗件，實際控制的又是一個虛擬點的響應滿足梯形譜的要求。這時試驗件上的測點響應必然與實際飛行時存在顯著差異。

為了實現結構在地面試驗模擬時的振動響應能夠與實際飛行時的相近，文中提出采用結構上真實點的響應作為控制條件，進行多點激勵多點響應控制的思路，并進行了兩點激勵、兩點響應控制的試驗驗證。

2 試驗設計

在實驗室開展自由飛行結構多激勵多點響應控制試驗時，建議按照如下思路設計試驗：

1）建立準確的飛行結構動力學有限元模型。為了獲得準確的動力學模型，需要以模態(tài)試驗的結果為依據，再結合一定量級隨機振動試驗的結果進行模型修正。單純模態(tài)試驗的激勵能量太小，可能會導致辨識出的結構特性存在偏差。

2）采用數值模擬方法（必要時結合風洞試驗結果和經驗公式），獲得氣動載荷作用下結構中N個核心點在飛行時的振動加速度響應，并將其轉換為振動控制譜。對于馬赫數6 以下的飛行結構，可以通過數值模擬的方法獲得比較準確的氣動載荷結果。當飛行速度進一步提升，熱-力的耦合效應顯著增加，就需要結合風洞試驗的結果進行修正。高速風洞只能進行縮比模型的試驗，這對試驗的精確度也造成一定影響。飛行速度更高時就得依賴飛行實測和經驗公式來獲得載荷的特征。我國JF12 風洞目前可以模擬最大馬赫數為9 的風速，在研新型風洞可模擬馬赫數為10～25。

3）采用數值模擬方法[12]，獲得使N個核心點響應滿足要求、可行的激勵加載區(qū)域。可控核心點越多，則地面試驗時結構的整體響應與真實飛行狀態(tài)越相似。理論上要控制N個點的響應，只需要對M個點（M≥N）進行激勵。但工程應用時只可能在結構剛度相對較好并有足夠空間的部位施加振動激勵，而且激勵的加載能力是有限的，不一定能夠達到理論計算要求。因此實施時只能先確定若干可能的加載部位，再通過仿真評估在這些加載部位所需的加載能力。當空間和加載能力均可實現時，該加載部位才是可行的加載部位。對于文中研究的短圓錐結構，M=2 或M=3尚可實施，M>3 后則會由于激振器的布局問題導致難以加載。

4）將被試結構用柔性懸掛的方式進行約束，并對其采用多點激勵的方式進行振動加載，運用MIMO（多輸入多輸出）振動控制器控制核心點的響應。GJB 150.16A[11]中建議“外掛、懸掛設備及結構支撐架的組合剛體模態(tài)頻率應在5～20 Hz 之間”，但這樣可能會與試驗的頻率下限發(fā)生重疊，存在共振的風險。文中認為對于自由飛行結構，懸掛頻率應在保證試驗系統(tǒng)穩(wěn)定性的情況下盡量低。MIMO 的控制效果與控制算法密切相關，這方面在文獻[8,13-14]中有較多研究。

3 試驗實施的關鍵點

3.1 試驗件設計

本次試驗設計了一個長徑比約3∶1 的短圓錐結構，圖2 中①、②、③是3 個可用激勵點，可對被試結構進行橫向激勵加載，A、B 是結構內部設計的2個核心響應點，作為試驗的控制點。結構的橫向一階振動頻率遠高于懸掛系統(tǒng)的頻率。

圖2 試驗件懸掛和激勵方式Fig.2 Suspension and excitation method

3.2 載荷設計

首先假定飛行狀態(tài)錐體外表面受到的是一個均布寬頻域面載荷，通過數值模擬得到內部核心點A、B 的加速度響應譜，頻率范圍為10～2000 Hz。再進行可行域分析，認為同時控制A、B 兩點響應時，①、②或①、③點激勵均可取得較好的控制效果，具有可行性。

3.3 約束設計

試驗件在飛行時處于自由狀態(tài)，但地面試驗時只能采用柔性懸掛的方式。本次試驗采用鋼彈簧將試驗件整體懸掛（見圖2），使其軸線處于水平狀態(tài)，4個懸掛點位于試驗件軸線所在水平面內。系統(tǒng)的垂向共振頻率約4 Hz，避免與振動加載頻率重疊。

3.4 激振器和振動控制器選擇

根據數值模擬結果，當激勵點選擇在圖2 中激勵點①（或②）和激勵點③的位置時，激勵點③將是主要的載荷傳力部位，因此該處的激振器選擇為一小型8 t 電動振動臺，激勵點①（或②）是輔助傳力部位，該處激振器選擇為一小型50 kg 激振器。小激振器安裝在振動臺配備的滑臺上，理論上振動臺、小激振器、滑臺、試驗件的軸線在同一平面內。試驗時滑臺供油，這樣可盡量減少試驗系統(tǒng)的硬連接（見圖3）。

圖3 激振器布局位置Fig.3 Configuration of exciters

控制器選擇為某公司的MIMO 振動控制器，試驗時輸入所需的核心響應點的自功率譜密度曲線，控制矩陣中非對角元素取0，相干系數取0。這樣設置的目的主要是考慮到多控制點的互譜無法準確給出，從工程應用的角度采用簡化處理的方式[15]。

3.5 夾具設計

本次試驗的夾具分為前、后兩部分，后端（激勵點①或②）由于傳力較小，設計為桿狀結構（見圖4a），前端（激勵點③）傳力較大，設計為立板結構（見圖4b），板面垂直于試驗件的軸線。夾具與試驗件之間均通過螺栓連接。

圖4 夾具設計Fig.4 Fixture design:a) dowel bar;b) dowel plate

4 試驗結果

4.1 加載位置影響

梯形譜是較常用的一種控制譜，本次試驗中，如果在前述約束和激勵方式下，要求核心點A、B 的響應均為梯形譜，則實際的控制效果如圖5（激勵①、③）、圖6 所示（激勵②、③）?？梢钥闯?，在進行多激勵控制時，并不一定是兩激勵點間的距離越遠越好，也不一定是控制器的算法不夠先進，在恰當的位置激勵才會有最好的控制效果。

4.2 兩核心點的控制效果

采用①、③兩點激勵，A、B 兩點響應控制時得到的實際控制效果如圖 7 所示?？梢钥吹剑?000 Hz 范圍內，雖然局部存在控制超差現象，但超差的部位主要存在于控制譜的“谷”的部位，對整體的影響非常小。A 點控制譜均方根值設定為3.95g，實際為4.13g，B 點設定值為0.79g，實際為0.82g。兩個控制點加速度均方根值偏差的分貝數分別為0.40 dB 和0.32 dB，遠小于多個振動相關標準中規(guī)定的1.5 dB。

圖5 梯形譜控制效果Fig.5 Control effect of trapeziform spectrum:a) point A;b) point B

圖6 改變激勵點后梯形譜控制效果Fig.6 Control effect by changing excitation points:a) point A;b) point B

圖7 兩點激勵控制兩點響應的控制效果Fig.7 Control effect of dual-exciter and dual-response:a) point A;b) point B

從圖6、圖7 的對比也可以看出，兩種控制條件下，結構的響應差異非常大。按照階梯譜的方式進行試驗件考核，則無法實現地面模擬的真實性，而且會出現非常嚴重的過試驗，給產品研制帶來極大難度。

5 結語

本文針對環(huán)境試驗實施中的關鍵步驟，提出了對某類高速飛行的錐形結構進行地面振動試驗的新思路，并對錐形模擬件開展了兩點響應控制試驗研究。證明了對于長徑比較小的結構，當試驗條件制定合理、激勵位置選擇恰當時，也可以實現良好的多點響應控制效果，使環(huán)境試驗考核的真實性得到提高，降低過試驗的風險。