基于頻率自動跟蹤技術的某型飛行器舵結構熱模態試驗研究

李智勞，劉凡，崔盼禮中國飛機強度研究所

基于頻率自動跟蹤技術的某型飛行器舵結構熱模態試驗研究

李智勞，劉凡，崔盼禮
中國飛機強度研究所

高超聲速飛行器在熱影響下的動力學問題已經成為影響其動特性的重要問題。嚴酷的熱環境會使結構的模態發生變化，因此測試結構的熱模態顯得尤為重要。目前熱模態測試主要有兩種方法，即AR模型經典譜估計方法和AR模型現代譜估計方法。本文提出了基于相位共振法的時變模態測試技術，開展了某型高超聲速飛行器舵面的熱模態試驗，給出了結構在熱作用下的模態變化規律。

高超聲速；時變模態；相位共振法

1 引言

高超聲速飛行器在飛行過程中會帶來嚴重的熱問題，進而結構模態也會隨之有很大變化，因此在飛行器首飛前結構在熱影響下的模態變化必須通過地面試驗獲得，以保證整個飛行過程中的安全。目前對于熱模態的研究主要有兩種方法，一種為基于AR模型經典譜估計的時變模態測試方法，另一種是基于AR模型的現代譜估計的時變模態測試方法。這兩種方法都是基于隨機激勵的模態測試技術。然而，基于相位共振法的熱模態測試技術的研究則較少。本文研究了基于相位共振法的熱模態測試技術，提出了測試方法。

2 理論

2.1 相位共振法

相位共振法試驗原理為：對飛機結構施加外激振力后，當激振頻率等于飛機結構的某一固有頻率時，飛機結構就出現共振現象。通過對激振力和激振頻率進行優化調節，可以使飛機結構呈現單一模態的振動，表現在飛機結構上各測量點的加速度響應與外力之間存在90°或270°的相位差。這時，飛機結構的慣性力與彈性力自成平衡，激振力與飛機的阻尼力平衡。假設外力的相位是0°或180°，并為實部，則響應的實部趨于零，這就是呈現單一模態的相位特征。這樣，我們通過反復調力與移頻，使結構上測量點的加速度響應的相位變化呈現上述特征，從而得到某一固有頻率下的振型。為幫助判斷模態的可靠性，可將所有測量點信號歸納為一個總體目標函數值MIF。模態純度指示函數的數學表達式如下：

顯然，當MIF→1時就認為結構呈現單一的“固有頻率下的模態”，即純模態。

2.2 基于相位共振技術的頻率自動跟蹤工作原理

熱模態屬于時變模態，如果我們把整個激勵過程離散為足夠小的時間段，在每個時間段內，我們可以認為結構本身的特性不隨時間變換。根據相位共振法，我們只要使結構的加速度響應的相位超前激振力90°或者位移響應相位滯后激振力90°，此時的結構就處于共振狀態。試驗過程中我們通過PID控制技術控制激振頻率來得到每個小的時間段內結構的模態參數，最終獲得整個加熱過程中結構動特性的變化。

3 試驗驗證

3.1 試驗設備

試驗設備見表1。

表1 試驗設備

3.2 試驗結果

表2 舵面一彎模態頻率變化表

圖1 舵面一彎頻率變化曲線

試驗結果如表2所示，試驗過程中也運用基于AR模型經典譜估計方法和基于AR模型現代譜估計方法對試驗件進行了測試，結果驗證了基于頻率自動跟蹤技術對時變模態測試的有效性。圖1為舵面一彎在不同測試方法下的模態頻率變化曲線。

4 結論

對于試驗件熱模態測試，各階模態分別進行測試。試驗過程中先在常溫下，獲得結構的某階共振頻率，然后實施加溫控制。以控制測量點的相位和模態指示函數為目標，通過PID控制技術，控制激振頻率，從而得到該階模態參數。本文的研究對繼續研究基于相位共振法的時變模態測試技術具有重要的參考價值。

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