充氣展開反射面天線動態特性試驗研究

余建新，譚惠豐，衛劍征

充氣展開反射面天線動態特性試驗研究

余建新1，2，譚惠豐1?，衛劍征1

（1．哈爾濱工業大學復合材料與結構研究所，哈爾濱150080；2．哈爾濱工業大學分析測試中心，哈爾濱150001）

充氣展開反射面天線的結構動力學參數，可用于預測天線在外界激勵下的動態響應、調整空中姿態和振動主動控制等。采用試驗模態方法對反射面天線進行試驗研究，分析了充氣展開后反射面天線在地面環境下的動態特性參數。通過增大力錘錘頭面積和提高激勵點局部剛度來激發柔性天線結構全局振動，分組移動和對稱分布加速度傳感器來減小測試系統的附加質量影響。結果表明：天線在充氣環內壓力15 kPa時的整體彎曲振動基頻為2? 86 Hz，同時獲得天線整體振動的前三階固有頻率、模態阻尼比和模態振型等參數，測試結果可為有限元模型驗證和在軌動態響應預報提供基礎。

充氣展開結構；反射面天線；動態特性；模態參數

1 引言

空間展開反射面天線的發展受反射面大幾何尺寸需求、運載器體積和重量限制、展開方法的可靠性和系統穩定性要求等因素的影響。相對傳統的機械展開結構，充氣展開結構具有更大的收納比，而且通過合理折疊方式可實現結構的有序可控展開，且展開可靠性高。隨著天線口徑進一步增大，充氣展開技術的優勢更加明顯。

充氣展開反射面天線的動態特性采用固有頻率、模態阻尼和模態振型等模態參數描述，這些參數對軌道姿態調整和結構穩定性控制非常重要，可通過試驗方法獲得。Ruggiero［1］和譚惠豐［2?3］等對空間薄膜結構的動態特性分析和試驗方法進行了總結。早期對充氣結構的動態特性研究主要集中在充氣圓環，如2006年Lew［4］采用激振器研究十二邊形聚酯充氣環在不同溫度和不同激勵幅值下動態特性變化規律，但激振器連接的附加剛度影響不容忽視。2001年Park［5］對直徑為1? 8 m的Kapton聚酯薄膜充氣環進行動態測試，驗證了智能傳感器用于結構動態特性的可行性。Lew?is［6］采用微型激振器分段掃頻激勵，比較加速度傳感器和智能傳感器的差別，兩者識別的頻率基本一致，但模態振型存在差別。Ruggiero［7］對智能材料進行輕質柔性空間薄膜結構的動態測試進行總結，指出對于輕質薄膜結構進行動態測試時，采用傳統激振器激勵造成的附加質量和附加剛度影響不容忽視。智能傳感器輸出能量相對較小，無法對大型結構進行整體激勵。為了降低測試系統對結果的影響，2006年Song［8］采用非接觸聲音激勵和激光位移響應測試表面蜂窩結構組成的自支撐薄膜環的動態特性，試驗識別的前兩階模態是彈性體模態，但第三階面內和面外振動模態卻無法合理解釋。2011年Pazhooh［9］針對Song的薄膜環，在微小內壓下用電磁渦流非接觸激勵的方式獲得了更多的模態，但渦流激勵輸出功率有限，不適合大型結構的動態測試。相對而言，對于復雜的充氣展開結構，采用力錘激勵能避免激振器的附加剛度影響，提供比智能傳感器和非接觸測試方法更多的能量。2002年Griffith［10］通過增大錘頭與試樣的接觸面積來盡量減小局部變形，同時提供充氣環全局振動的所需的能量，獲得了結構前兩階面內和面外振動模態。余建新等［11］采用改進力錘和加速度傳感器獲得了輕質薄膜充氣環的面內振動和面外振動模態。

充氣展開天線的動態測試方法與充氣環的測試方法大致相同，但也面臨許多新的問題。充氣展開天線主要包括充氣環／環等支撐結構、薄膜等功能部件以及張拉力控制系統。在地面環境對充氣展開天線的動態特性進行測試時，地球重力、空氣阻尼、幾何非線性、結構非線性因素更加明顯。如充氣展開結構在地面測試時由于自重引起結構內應力分布不均勻，張拉繩發生應力松弛，薄膜的局部褶皺，以及大口徑天線在重力作用下的幾何大變形等，這些因素使得準確獲得結構的動態測試變得復雜。2003年Smalley［12］等對5 m動態特性進行測試，采用激振器激勵支撐結構，用激光掃頻測試儀采集各靶點的響應數據，充氣壓力4? 5 Pa，基頻振型為側向偏轉。Leigh［13］對太陽熱量推進器進行了動態測試，充氣壓力分別為1? 72 kPa、3? 45 kPa、6? 89 kPa。采用輕質加速度計采集響應信號進行實驗分析并與非線性有限元仿真結果進行對比，得到的整體結構模態振型仿真和實驗值吻合較好。

王長國等［14］提出一種新型充氣展開反射面天線結構，并進行了肋板結構初始形狀設計和結構穩定性分析。本文在此基礎上，在大氣環境下進行大尺寸充氣展開反射面天線的動態特性試驗研究，通過分析結構整體響應，以識別天線整體振動的基頻，并獲得低階模態對應的固有頻率、模態阻尼比和模態振型等結構動力學參數。

2 充氣展開反射面天線

圖1是充氣展開反射面天線示意圖，由中心輪轂、充氣環、支撐肋板和張拉系統組成［14］。其中輪轂采用輕質鋁合金材料，肋板數目18片，采用碳纖維層合板設計。充氣環直徑5 m，管徑20 mm，圓環采用Kapton薄膜材料保證密封性，外面包覆熱固化樹脂基Kelar纖維布提高自身剛度。輪轂在中心位置，支撐肋板在中心輪轂周圍均勻分布并與充氣環相連，通過張力控制系統提高肋板的支撐剛度，通過合理設計支撐肋板的形狀保證反射面表面精度。首先肋板藏繞在中心輪轂減少發射體積，到達預定軌道后釋放并解開約束，肋板通過存儲的彈性應變能展開初始設計形狀，同時通過圓環內部充氣，進一步提高支撐系統剛度并達到最終設計形狀。

3 動態測試流程

圖2 為參照試驗模態分析方法［15］給出的充氣展開反射面天線動態測試流程圖，考慮到結果可靠性特點，采用線性振動理論的試驗模態分析方法對天線反射面結構進行動態測試，獲取充氣展開反射面天線完全展開并充氣鋼化后狀態的固有頻率、模態阻尼比和模態振型等模態參數。表1為試驗過程中激勵點及響應測點分布。

表1 激勵點和測點分布Table 1 Distribution of excitations and responses

圖3為測試系統示意圖，采用力錘和加速度傳感器分別采集激勵力信號和加速度響應信號，用動態信號分析儀器采集并保存時間響應數據，通過快速傅里葉變換，獲得力信號和加速度信號頻域特征，并進一步計算各測點對應的加速度頻響函數，最后用曲線擬合方法識別結構的動態特性參數。在試驗過程中，由于采用氣泵對充氣環內部充氣，采用壓力表檢測環內壓力。由于要采集所有測點的響應，為了保證充氣環內部壓力，需要外部氣源持續加壓。在地面進充氣展開結構動態測試，將受到地球重力的影響，Leipold［16］通過在充氣結構上懸掛氦氣球，利用空氣浮力來補償地球重力。考慮到本文充氣結構尺寸較大，在試驗測試時，在中心鼓位置用鐵鏈懸掛，通過滑輪調整高度的方法來補償地球重力。另外在測試過程中，通過調整力錘激勵方向進行垂直方向、水平方向和法向激勵載荷。

4 方法分析

為了獲得充氣展開天線的結構動力學參數，特別是確認結構整體振動的基頻，本文開展兩次試驗測試和一次有限元仿真分析。

第一次試驗采用力錘對主肋和充氣環進行激勵，分區域布置加速度傳感器，通過分組移動傳感器獲得所有測點的響應，數據采集參數設置低通濾波器，最后獲得所有測點頻響函數，通過中國航天科技集團公司第一研究院研發的數據采集與分析軟件DSPS，識別反射面天線完全展開并充氣鋼化后的模態參數。主要目的是獲得結構的整體振動特性，驗證試驗模態分析方法進行充氣展開結構動態測試的可行性。

第二次試驗對試驗測試方法進行改進，因為試驗過程發現靠近激勵位置的加速度響應幅值較大，而遠離激勵位置處的加速度傳感器響應幅值較小，衰減的時間也縮短，這也說明振動的傳遞過程中耗散了能量。

圖4中采用鋁片局部增強激勵點，增大錘頭接觸面積，設計L型板進行X、Y和Z方向激勵。主要是考慮到傳統力錘的錘頭在激勵時接觸面積較小，較小的激勵力無法激勵結構整體振動，而較大的激勵力又造成充氣環的局部變形。設計“L型板的目的是保證激勵方向的一致性。當加速度響應和力錘激勵方向相同時，頻率響應幅值大，峰值點清晰，激勵方向和響應測量方向的一致性，能有效提高響應數據的信噪比。為了最大限度減小加速度傳感器及連接導線的重量對測試結果的影響，采用傳感器分組移動和對稱布置策略，這是因為盡量減少傳感器和導線的重量，另外將傳感器沿中心輪轂對稱布置，可降低測試設備對結構對稱性的影響。數據采集分析的頻率帶寬0～63 Hz，信號采樣頻率為160 Hz，頻率分析譜線為800線，時域點數為2048點，每一幀數據分析2048個點大約需要6? 25 s。為了最大限度減少泄漏，在力信號通道1＃設置矩形窗，加速度響應通道2－8＃設置指數窗。同時增加充氣展開反射面主肋中間位置測點分布，獲得更加光滑的模態振型圖。將所有采集的頻響函數導入MESCOPE模態分析軟件，采用擬合曲線估計固有頻率、模態阻尼比和模態振型。

第三采用ANSYS進行有限元分析，主要對比試驗模態分析和有限元仿真分析獲得的固有頻率、模態振型等結構動力學參數，同時驗證仿真模型的有效性，從而預測充氣展開天線在軌運行環境下的動態特性。

5 結果分析

表2為第一次試驗獲得的模態參數，識別的固有頻率為5? 78 Hz、7? 46 Hz和10? 00 Hz，模態阻尼比分別為6? 07%、5? 63%和5? 74%。圖5為對應的前三階模態振型。根據充氣展開反射面天線結構和中心輪轂懸掛支撐的邊界條件，可以初步判斷反射面天線結構的基頻模態為偏轉模態。但是根據線性振動理論分析可知，識別的模態振型（圖5a）可能為二階彎曲振動模態，原因為結構整體激勵不充分，導致第一階模態對應的頻率沒有被激發而無法識別。

表2 壓力15 kPa時第一次試驗模態參數Tabel 2 Modal parameters in the first test at 15 kPa

表3為第二次試驗模態參數，圖6為第二次試驗識別的模態振型圖，黑色實線為模態振型對應的節點，節點處振動位移最小。一階彎曲模態振型為整體偏轉，固有頻率為2? 86 Hz。第二、三階彎曲固有頻率分別為3? 84 Hz和7? 61 Hz，對應的模態阻尼比分別為10? 8%、12? 2%和6? 74%。

表3 壓力15 kPa時第二次試驗模態參數Table 3 Modal parameters in the second test at 15 kPa

將表1和表2進行對比分析可知，第二次測試獲得的頻率相對第一次測試結果偏小，這是由于結構經過一次折疊?展開過程，導致部分構件性能下降。雖然兩次試驗采用不同的數據采集分析儀器，但都基于試驗模態分析方法，儀器的誤差可以忽略。兩次測試結果的差別主要來源外部激勵，沒有考慮充氣環局部增強時，力錘激勵導致結構局部變形而消耗能量，從而無法全局激勵。通過薄鋁片進行局部增強后，能避免結構局部變形，從而激發全局振動。對比測試結果可知，第二次試驗測試結果更可信。

圖7 ～9為對應的仿真分析模態振型，前三階彎曲振動模態對應的固有頻率分別為2? 82 Hz、3? 51 Hz和5? 42 Hz。對比仿真結果和第二次試驗結果可知，前兩階固有頻率和模態振型基本相似，誤差主要源于有限元建模分析時，采用材料均勻性假設，并對連接部分做理想化處理。第三階模態誤差較大，原因是由于試驗測試時主要將加速度響應傳感器安裝在肋板和充氣環上，無法直接在薄膜上安裝，所以試驗無法獲得薄膜局部振動對應的模態振型，在考慮反射面網面的局部振動，計算得到的全局振動頻率低于試驗測試結果。

6 結論

經過兩組試驗結果對比，可發現增大力錘錘頭面積，局部增強激勵位置和保證激勵方向一致性的方法可以準確獲得結構的動態特性參數。通過對稱分布加速度傳感器，可有效減小測試系統的附加質量影響。當充氣壓力為15 kPa時，充氣展開反射面天線的基頻為2? 86 Hz，模態阻尼比為10? 8%，振型為一階彎曲振動。

（References）

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（責任編輯：龍晉偉）

Experimental Study on Dynamic Properties of Inflatable Deployable Reflector Antenna

YU Jianxin1，2，TAN Huifeng1?，WEI Jianzheng1
（1．Center of Composite Materials and Structures，Harbin Institute of Technology，Harbin 150080，China；2．Center of Analysis and Measurement，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China）

The structural dynamic parameters of the inflatable deployable reflector antenna are useful in predicting its dynamic responses under external excitation，adjusting the position in space as well as the positive suppressing of the structural vibration，etc．Experimental modal method was em?ployed for the experimental analysis，and the dynamic parameters of the inflatable deployable reflec?tor antenna under the ground environment were identified．Global vibration was excited by enlarging the hammer contact area and the stiffening local stiffness，while the adding mass effect of the test system was minimized by moving the accelerometers group by group and by placing the sensors on the structure symmetrically．The results indicated that，with the 15 kPa inner gas pressure in the in?flatable torus，the fundamental bending natural frequency was 2? 86 Hz．In addition，the natural fre?quencies，the modal damping and the mode shapes of the first three orders global vibrations were ex?tracted．The test results may lay a good foundation for validating the finite element model and pre?dicting the structural dynamic responses in space．

inflatable deployable structure；reflector antenna；dynamic properties；modal parame?ters

V416

A

1674?5825（2017）04?0506?06

2017?02?25；

2017?07?05

中央高?；究蒲袠I務經費專項資金（HIT．MKSTISP．201609）

余建新，男，博士研究生，工程師，研究方向為大尺寸輕質柔性結構動態特性分析。E?mail：yujianxin03242＠163．com?通訊作者：譚惠豐，男，博士，教授，研究方向為空間充氣展開結構設計。E?mail：tanhf＠hit．edu．cn