基于頻率自動(dòng)跟蹤技術(shù)的某型飛行器舵結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗(yàn)研究

李智勞，劉凡，崔盼禮中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所

基于頻率自動(dòng)跟蹤技術(shù)的某型飛行器舵結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗(yàn)研究

李智勞，劉凡，崔盼禮
中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所

高超聲速飛行器在熱影響下的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題已經(jīng)成為影響其動(dòng)特性的重要問(wèn)題。嚴(yán)酷的熱環(huán)境會(huì)使結(jié)構(gòu)的模態(tài)發(fā)生變化，因此測(cè)試結(jié)構(gòu)的熱模態(tài)顯得尤為重要。目前熱模態(tài)測(cè)試主要有兩種方法，即AR模型經(jīng)典譜估計(jì)方法和AR模型現(xiàn)代譜估計(jì)方法。本文提出了基于相位共振法的時(shí)變模態(tài)測(cè)試技術(shù)，開(kāi)展了某型高超聲速飛行器舵面的熱模態(tài)試驗(yàn)，給出了結(jié)構(gòu)在熱作用下的模態(tài)變化規(guī)律。

高超聲速；時(shí)變模態(tài)；相位共振法

1 引言

高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中會(huì)帶來(lái)嚴(yán)重的熱問(wèn)題，進(jìn)而結(jié)構(gòu)模態(tài)也會(huì)隨之有很大變化，因此在飛行器首飛前結(jié)構(gòu)在熱影響下的模態(tài)變化必須通過(guò)地面試驗(yàn)獲得，以保證整個(gè)飛行過(guò)程中的安全。目前對(duì)于熱模態(tài)的研究主要有兩種方法，一種為基于AR模型經(jīng)典譜估計(jì)的時(shí)變模態(tài)測(cè)試方法，另一種是基于AR模型的現(xiàn)代譜估計(jì)的時(shí)變模態(tài)測(cè)試方法。這兩種方法都是基于隨機(jī)激勵(lì)的模態(tài)測(cè)試技術(shù)。然而，基于相位共振法的熱模態(tài)測(cè)試技術(shù)的研究則較少。本文研究了基于相位共振法的熱模態(tài)測(cè)試技術(shù)，提出了測(cè)試方法。

2 理論

2.1 相位共振法

相位共振法試驗(yàn)原理為：對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加外激振力后，當(dāng)激振頻率等于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的某一固有頻率時(shí)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)就出現(xiàn)共振現(xiàn)象。通過(guò)對(duì)激振力和激振頻率進(jìn)行優(yōu)化調(diào)節(jié)，可以使飛機(jī)結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一模態(tài)的振動(dòng)，表現(xiàn)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上各測(cè)量點(diǎn)的加速度響應(yīng)與外力之間存在90°或270°的相位差。這時(shí)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的慣性力與彈性力自成平衡，激振力與飛機(jī)的阻尼力平衡。假設(shè)外力的相位是0°或180°，并為實(shí)部，則響應(yīng)的實(shí)部趨于零，這就是呈現(xiàn)單一模態(tài)的相位特征。這樣，我們通過(guò)反復(fù)調(diào)力與移頻，使結(jié)構(gòu)上測(cè)量點(diǎn)的加速度響應(yīng)的相位變化呈現(xiàn)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(tài)的可靠性，可將所有測(cè)量點(diǎn)信號(hào)歸納為一個(gè)總體目標(biāo)函數(shù)值MIF。模態(tài)純度指示函數(shù)的數(shù)學(xué)表達(dá)式如下：

顯然，當(dāng)MIF→1時(shí)就認(rèn)為結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一的“固有頻率下的模態(tài)”，即純模態(tài)。

2.2 基于相位共振技術(shù)的頻率自動(dòng)跟蹤工作原理

熱模態(tài)屬于時(shí)變模態(tài)，如果我們把整個(gè)激勵(lì)過(guò)程離散為足夠小的時(shí)間段，在每個(gè)時(shí)間段內(nèi)，我們可以認(rèn)為結(jié)構(gòu)本身的特性不隨時(shí)間變換。根據(jù)相位共振法，我們只要使結(jié)構(gòu)的加速度響應(yīng)的相位超前激振力90°或者位移響應(yīng)相位滯后激振力90°，此時(shí)的結(jié)構(gòu)就處于共振狀態(tài)。試驗(yàn)過(guò)程中我們通過(guò)PID控制技術(shù)控制激振頻率來(lái)得到每個(gè)小的時(shí)間段內(nèi)結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)，最終獲得整個(gè)加熱過(guò)程中結(jié)構(gòu)動(dòng)特性的變化。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)設(shè)備見(jiàn)表1。

表1 試驗(yàn)設(shè)備

3.2 試驗(yàn)結(jié)果

表2 舵面一彎模態(tài)頻率變化表

圖1 舵面一彎頻率變化曲線

試驗(yàn)結(jié)果如表2所示，試驗(yàn)過(guò)程中也運(yùn)用基于AR模型經(jīng)典譜估計(jì)方法和基于AR模型現(xiàn)代譜估計(jì)方法對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行了測(cè)試，結(jié)果驗(yàn)證了基于頻率自動(dòng)跟蹤技術(shù)對(duì)時(shí)變模態(tài)測(cè)試的有效性。圖1為舵面一彎在不同測(cè)試方法下的模態(tài)頻率變化曲線。

4 結(jié)論

對(duì)于試驗(yàn)件熱模態(tài)測(cè)試，各階模態(tài)分別進(jìn)行測(cè)試。試驗(yàn)過(guò)程中先在常溫下，獲得結(jié)構(gòu)的某階共振頻率，然后實(shí)施加溫控制。以控制測(cè)量點(diǎn)的相位和模態(tài)指示函數(shù)為目標(biāo)，通過(guò)PID控制技術(shù)，控制激振頻率，從而得到該階模態(tài)參數(shù)。本文的研究對(duì)繼續(xù)研究基于相位共振法的時(shí)變模態(tài)測(cè)試技術(shù)具有重要的參考價(jià)值。

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