姚 軍 吳雁飛 姚義紅

(北京航空航天大學(xué) 可靠性與系統(tǒng)工程學(xué)院，北京100191)

航空航天飛行器在高速飛行時(shí)，經(jīng)受的振動環(huán)境復(fù)雜，除發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的機(jī)械振動，還包括高速飛行時(shí)的擾動氣流、附面層脈動氣流產(chǎn)生的氣動噪聲等多種分布式振動源，它們不僅會激發(fā)結(jié)構(gòu)整體振動而且可能會對剛性較弱或氣動布局較差的部位激發(fā)出局部共振或空腔振動，這些振動可能導(dǎo)致產(chǎn)品磨損、破壞、連接件松動或儀器設(shè)備性能下降，產(chǎn)生一系列的可靠性和耐久性(壽命)問題，是導(dǎo)致飛行器產(chǎn)生災(zāi)難的重要因素.這些振動載荷大多是集中力和分布力激勵相結(jié)合，單純地模擬集中力的振動臺試驗(yàn)只是傳統(tǒng)的振動環(huán)境試驗(yàn)方法，不能滿足現(xiàn)代航空航天結(jié)構(gòu)振動耐久性試驗(yàn)要求，需要在傳統(tǒng)集中力激勵試驗(yàn)基礎(chǔ)上發(fā)展新型能提供分布式激勵的振動試驗(yàn)技術(shù)，以滿足我國新一批大型航空航天產(chǎn)品的壽命或耐久性振動試驗(yàn)需求［1］.

本文研究利用數(shù)目眾多的壓電元件的模擬分布式振動環(huán)境應(yīng)力的技術(shù)方法，重點(diǎn)研究壓電元件與激振器、振動臺(即分布力與集中力)相結(jié)合的試驗(yàn)技術(shù)，擬為我國大型航空航天結(jié)構(gòu)耐久性和可靠性試驗(yàn)提供新的技術(shù)解決途徑.

1 壓電元件的研究與應(yīng)用

壓電效應(yīng)是壓電材料最基本的效應(yīng).它包含正、逆壓電效應(yīng)兩種現(xiàn)象，正、逆壓電效應(yīng)構(gòu)成了壓電材料可作為傳感器和驅(qū)動器的基礎(chǔ)，綜合利用壓電材料的各種特性和效應(yīng)便可實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)控制［2］.

近年來在主動振動控制領(lǐng)域內(nèi)，壓電陶瓷、壓電橡膠、壓電堆等壓電元件因響應(yīng)頻帶寬、重量輕，驅(qū)動力大、線性度好等優(yōu)點(diǎn)被人們廣泛研究［3］.

壓電智能結(jié)構(gòu)的建模問題已被研究了20多年，現(xiàn)已基本清楚了壓電梁、板等結(jié)構(gòu)的機(jī)-電耦合特性.如Crawley［4］在80年代末建立了粘貼有壓電陶瓷片梁的一維結(jié)構(gòu)分析模型，當(dāng)假設(shè)壓電片和梁理想粘貼時(shí)，壓電作動片對梁的作用可以用端點(diǎn)處的集中力或彎距表示.

圖1 壓電片獨(dú)立模態(tài)控制(單模態(tài))

在控制思路上，目前研究主要關(guān)注于智能結(jié)構(gòu)的振動抑制技術(shù)，最典型的是電子阻尼本地速度負(fù)反饋控制［5］，即在結(jié)構(gòu)的正反兩面同位粘貼壓電片，一為作動器，一為傳感器，并構(gòu)成速度負(fù)反饋回路，控制圖如圖1所示，但這樣通常會產(chǎn)生控制溢出問題，影響了控制效果，為此人們也提出了 解 決 方 法. 如 Hubbard［6］用 PVDF(Polyvinylidene Fluoride)模態(tài)作動器和一個(gè)位于梁自由端的傳感器設(shè)計(jì)了相應(yīng)的控制系統(tǒng)，對懸臂梁進(jìn)行模態(tài)阻尼控制.且已有試驗(yàn)證明壓電材料能夠提供滿足工程需求的激勵能量，并便于控制和利用.

2 多激勵源聯(lián)合控制

由于壓電元件具有振動應(yīng)力可控性好、實(shí)現(xiàn)方便，特別是具有便于大量分布于結(jié)構(gòu)各個(gè)部位用以模擬大型航空航天產(chǎn)品分布式載荷的優(yōu)點(diǎn)，完全有可能作為壽命和耐久性試驗(yàn)的激勵源，并結(jié)合傳統(tǒng)的激振器和振動臺，為試驗(yàn)振動應(yīng)力的施加提供新的解決途徑.

振動臺一般作為耐久性試驗(yàn)的通用激勵設(shè)備，能提供一個(gè)作用面的基礎(chǔ)激勵;激振器主要用于模態(tài)試驗(yàn)及飛機(jī)地面共振試驗(yàn)，可提供一個(gè)作用點(diǎn)的力激勵;而壓電元件可提供結(jié)構(gòu)表面分布式的應(yīng)變激勵，其力學(xué)模型有時(shí)也可簡化成其邊緣端點(diǎn)處的集中力及彎距激勵;三種振動源的激勵特點(diǎn)不同，可提供的激勵能量也不同.

大型結(jié)構(gòu)一般質(zhì)量大，其骨架結(jié)構(gòu)的剛度大，振動載荷復(fù)雜，為保證其結(jié)構(gòu)整體的振動試驗(yàn)應(yīng)力滿足試驗(yàn)剖面的要求，有時(shí)需要在其剛度大的位置安裝傳統(tǒng)的激勵設(shè)備，與壓電元件協(xié)調(diào)同步控制試件的振動載荷.多種激勵源的協(xié)調(diào)控制技術(shù)要研究不同激勵源試驗(yàn)載荷的合理分配問題、各種激振源載荷施加順序問題.載荷分配時(shí)可將振動臺和激振器分配到結(jié)構(gòu)剛度較大的骨架位置，提供結(jié)構(gòu)骨架主要的控制能量.壓電元件主要分配到結(jié)構(gòu)柔性大的部位，提供分布式高頻激勵.

為使多激勵源試驗(yàn)達(dá)到最佳控制，必須把試驗(yàn)系統(tǒng)和試件的一些信息輸入到控制系統(tǒng)中.它們可能是在試驗(yàn)之前(試驗(yàn)的預(yù)期特性)確定或者在試驗(yàn)進(jìn)行過程(選擇特性)中確定.采用自適應(yīng)技術(shù)有利于克服試驗(yàn)系統(tǒng)中出現(xiàn)的非線性問題.因?yàn)樵囼?yàn)把多個(gè)激勵源連接在同一試件上，所以每個(gè)激勵源之間以及控制傳感器之間會產(chǎn)生相互作用，即傳感器測量得到的運(yùn)動包含了每個(gè)激勵源的貢獻(xiàn)量.為達(dá)到所需的運(yùn)動，振動控制系統(tǒng)必須有能力抑制因激勵器相互作用帶來的多余的運(yùn)動，這種能力稱為交叉耦合校正，對于多激勵源試驗(yàn)來說這種能力至關(guān)重要.另外，為達(dá)到預(yù)期的運(yùn)動，也要求進(jìn)行相位和相干控制，對于正弦試驗(yàn)而言，可以用相位控制、交叉耦合校正和有限通道的實(shí)時(shí)閉環(huán)控制來進(jìn)行.多激勵源正弦試驗(yàn)可以用數(shù)字濾波器測量每個(gè)響應(yīng)的振幅和相位，并用激勵源產(chǎn)生各響應(yīng)所需的相位關(guān)系;對于隨機(jī)試驗(yàn)而言，可以用相位控制、相干控制、有限通道和交叉耦合校正的實(shí)時(shí)閉環(huán)來進(jìn)行.在隨機(jī)試驗(yàn)中，用一個(gè)頻譜密度矩陣定義振幅與頻率的剖面圖，用激勵源產(chǎn)生不同通道之間特定的相干和相位關(guān)系.

多激勵源協(xié)調(diào)加載可用步進(jìn)應(yīng)力控制的施加方法，將控制目標(biāo)分解為逐步遞增的過程，以不同激振源控制的難易程度或提供激振能量的大小，逐步均衡調(diào)節(jié).這部分研究要吸收借鑒飛機(jī)全機(jī)共振試驗(yàn)［7］和全機(jī)疲勞試驗(yàn)載荷的施加技術(shù)，通過試驗(yàn)反復(fù)摸索適合可靠性和耐久性試驗(yàn)的載荷協(xié)調(diào)施加技術(shù).

3 試驗(yàn)研究

設(shè)計(jì)了一類似飛機(jī)結(jié)構(gòu)的縮比模型作為試驗(yàn)研究的對象，用以探索激勵源的聯(lián)合加載試驗(yàn)技術(shù).縮比模型的尺寸圖見圖2，

圖2 縮比模型尺寸圖

對于不同激勵源的布置，將振動臺和激振器安裝在模型的骨架結(jié)構(gòu)，壓電元件黏貼在模型兩翼結(jié)構(gòu)的上下表面作為分布式激勵源，在其左翼柔性結(jié)構(gòu)上下表面同位粘貼10對壓電作動片A1～A10和3個(gè)壓電傳感片S1～S3，右翼柔性結(jié)構(gòu)上下表面同位粘貼10對壓電作動片A11～A20和3個(gè)壓電傳感片S4～S6，同樣，壓電傳感片僅在兩翼結(jié)構(gòu)的上表面粘貼，它們在飛機(jī)結(jié)構(gòu)縮比模型上的布置見圖3和圖4.

圖3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)縮比模型右翼壓電片布置

圖4 壓電元件、振動臺、激振器布置圖

試驗(yàn)過程中用到的試驗(yàn)設(shè)備有SD振動控制系統(tǒng)、PSV-400B激光測振儀、數(shù)字式電動振動試驗(yàn)系統(tǒng)、JZK-20型激振器、示波器以及函數(shù)信號發(fā)生器等，均在檢定有效期內(nèi).試驗(yàn)開始時(shí)首先測得飛機(jī)結(jié)構(gòu)縮比模型兩翼結(jié)構(gòu)的前四階共振頻率基本相同，分別為 10，51.25，135，325 Hz.為了驗(yàn)證理論研究的合理性以及探索壓電元件、振動臺和激振器聯(lián)合控制的試驗(yàn)方法，本文規(guī)劃并完成了以下的試驗(yàn)項(xiàng)目.第一步開展了壓電元件、激振器、振動臺分別單獨(dú)作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)縮比模型激勵源的振動試驗(yàn)，以檢驗(yàn)各自單獨(dú)控制的試驗(yàn)效果，接著進(jìn)行了壓電元件與激振器二者聯(lián)合控制試驗(yàn)，壓電元件與振動臺二者聯(lián)合控制試驗(yàn)，壓電元件、振動臺與激振器三者聯(lián)合控制試驗(yàn).

開展只有壓電元件作為激勵源的縮比模型左翼壓電控制試驗(yàn)，是為了檢驗(yàn)壓電元件獨(dú)立作為振動試驗(yàn)激勵源的激勵和控制能力;開展激振器和振動臺單獨(dú)控制試驗(yàn)，是為了試驗(yàn)激振器和振動臺獨(dú)立作為激勵源時(shí)所能控制縮比模型上一點(diǎn)的振動量級能達(dá)到多大以及控制效果如何，便于與后續(xù)帶有壓電元件的多激勵源聯(lián)合控制試驗(yàn)的結(jié)果相比較;開展振動臺與激振器聯(lián)合試驗(yàn)的目的在于探索傳統(tǒng)激振設(shè)備聯(lián)合控制的可行性及控制能力如何;開展壓電元件與激振器二者聯(lián)合控制試驗(yàn)，壓電元件與振動臺二者聯(lián)合控制試驗(yàn)以及壓電元件、振動臺與激振器三者聯(lián)合控制試驗(yàn)是為了探索帶有分布式激勵源的多激勵源聯(lián)合控制的試驗(yàn)方法和驗(yàn)證壓電元件和傳統(tǒng)激振設(shè)備同步控制的優(yōu)越性.

典型試驗(yàn)的試驗(yàn)結(jié)果如下:

1)縮比模型左翼壓電元件獨(dú)立控制試驗(yàn).

縮比模型左翼壓電元件獨(dú)立控制試驗(yàn)中，選擇壓電作動器A1～A10來驅(qū)動模型左翼，壓電傳感器S1為控制傳感器，壓電作動器A1～A10的輸入為ua，壓電傳感器S1的輸出為us1，試驗(yàn)框圖如圖5所示，結(jié)果見圖6、圖7.

圖5 左翼壓電元件獨(dú)立控制框圖

圖6 控制譜與頻響函數(shù)(第一階)

圖7 控制譜(多階模態(tài)寬帶隨機(jī)控制)

圖6、圖7分別為壓電元件獨(dú)立控制縮比模型左翼單模態(tài)(第一階)(為簡化起見，僅列出了第一階的控制效果)和寬帶隨機(jī)試驗(yàn)結(jié)果.結(jié)果表明，采用壓電元件單獨(dú)作為振動試驗(yàn)激勵源確實(shí)可以實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的獨(dú)立模態(tài)控制且寬、窄帶試驗(yàn)應(yīng)力均可施加，效果較好.

2)縮比模型激振器單獨(dú)控制試驗(yàn).

在激振器單獨(dú)控制試驗(yàn)中，選擇壓電傳感器S2為控制傳感器，激振器的輸入為ujzq，壓電傳感器S2的輸出為us2，結(jié)果如圖8.

圖8 控制譜(多模態(tài)寬帶隨機(jī)控制)

3)縮比模型振動臺單獨(dú)控制試驗(yàn).

在振動臺單獨(dú)控制試驗(yàn)中，選擇壓電傳感器S4為控制傳感器，振動臺的輸入為uzdt，壓電傳感器S4的輸出為us4，結(jié)果如圖9.

圖9 控制譜(多模態(tài)寬帶隨機(jī)控制)

4)縮比模型激振器、振動臺聯(lián)合控制試驗(yàn).

縮比模型激振器、振動臺聯(lián)合控制試驗(yàn)中，控制信號分別由SD振動控制系統(tǒng)的D1，D2輸出通道輸出，壓電傳感器S2和S5作為控制傳感器，結(jié)果如圖10.

圖10 控制譜(激振器與振動臺聯(lián)合控制)

圖10中上半圖和下半圖分別為激振器通道和振動臺通道控制水平處于－12 dB時(shí)的控制譜，試驗(yàn)由于控制譜超差即控制不住而停止.

5)縮比模型壓電元件、激振器聯(lián)合控制試驗(yàn).在縮比模型壓電元件與激振器聯(lián)合控制試驗(yàn)中，選擇壓電作動器A1～A20同時(shí)驅(qū)動模左、右翼以提供分布式激勵，其控制信號ua由SD振動控制系統(tǒng)D1輸出通道輸出;激振器驅(qū)動模型前端骨架結(jié)構(gòu)提供集中力，其控制信號ujzq由SD振動控制系統(tǒng)D2輸出通道輸出，壓電傳感器S1，S4作為控制傳感器，其輸出信號us1，us4分別由SD振動控制系統(tǒng)采集通道CH4和CH5采集，結(jié)果如圖11.

圖11中左上角圖和右下角圖分別為壓電元件控制通道和激振器控制通道的控制譜.

6)縮比模型壓電元件、振動臺聯(lián)合控制試驗(yàn).在縮比模型壓電元件與振動臺聯(lián)合控制試驗(yàn)中，選擇壓電作動器A1～A20同時(shí)驅(qū)動模型左、右翼以提供分布式激勵，其控制信號ua由SD振動控制系統(tǒng)D1輸出通道輸出;振動臺驅(qū)動模型后端骨架結(jié)構(gòu)以提供基礎(chǔ)激勵，其控制信號uzdt由SD振動控制系統(tǒng)D2輸出通道輸出，壓電傳感器S2，S5作為控制傳感器，其輸出信號us2，us5分別由SD振動控制系統(tǒng)采集通道CH4和CH5采集，試驗(yàn)結(jié)果如圖12.

圖11 控制譜(壓電元件與激振器聯(lián)合控制)

圖12 控制譜(壓電元件與振動臺聯(lián)合控制)

圖12中左上角圖和右下角圖分別為壓電元件控制通道和振動臺控制通道的控制譜.

7)縮比模型壓電元件、振動臺與激振器聯(lián)合控制試驗(yàn).

在縮比模型壓電元件、激振器與振動臺聯(lián)合控制試驗(yàn)中，選擇壓電作動器A1～A20同時(shí)驅(qū)動模型左、右翼以提供分布式激勵，其控制信號ua由SD振動控制系統(tǒng)D1輸出通道輸出;激振器、振動臺分別激勵模型前端和后端骨架結(jié)構(gòu)提供集中力，其控制信號ujzq，uzdt分別由SD振動控制系統(tǒng)D2，D3輸出通道輸出，壓電傳感器 S1，S2，S4作為控制傳感器，其輸出信號us1，us2，us4分別由SD振動控制系統(tǒng)采集通道CH4，CH5和CH6采集，試驗(yàn)框圖如圖13所示，試驗(yàn)結(jié)果如圖14.

圖13 壓電元件、振動臺與激振器聯(lián)合控制試驗(yàn)框圖

圖14中上、中、下圖分別為壓電元件、激振器和振動臺控制通道控制譜.

綜上所述，從圖7～圖9分別可以看出采用壓電元件單獨(dú)控制時(shí)，可控制縮比模型翼型結(jié)構(gòu)上S1點(diǎn)的振動量級RMS達(dá)到2 g;采用激振器單獨(dú)控制時(shí)，可控制縮比模型翼型結(jié)構(gòu)上S2點(diǎn)的振動量級RMS達(dá)到1.4 g;振動臺單獨(dú)控制時(shí)，可控制縮比模型翼型結(jié)構(gòu)上S4點(diǎn)的振動量級RMS達(dá)到4.1 g;圖10表明采用激振器和振動臺聯(lián)合控制時(shí)，控制點(diǎn)S2，S5均控制不住;圖11表明采用壓電元件和激振器聯(lián)合控制時(shí)，可控制縮比模型翼型結(jié)構(gòu)上S4點(diǎn)的振動量級RMS達(dá)到10 g;圖12表明采用壓電元件和振動臺聯(lián)合控制時(shí)，可控制縮比模型翼型結(jié)構(gòu)上S1點(diǎn)的振動量級RMS達(dá)到11.6 g;圖14表明采用壓電元件、振動臺與激振器聯(lián)合控制時(shí)，可控制縮比模型翼型結(jié)構(gòu)上S4點(diǎn)的振動量級RMS達(dá)到20.8 g.

上述試驗(yàn)結(jié)果表明采用壓電元件，激振器或振動臺分別單獨(dú)控制時(shí)，可控制縮比模型翼型結(jié)構(gòu)上一點(diǎn)的振動量級都較壓電元件和激振器二者聯(lián)合控制、壓電元件和振動臺二者聯(lián)合控制和壓電元件、振動臺與激振器三者聯(lián)合控制低，這說明采用壓電元件與激振器，壓電元件與振動臺，壓電元件、振動臺與激振器聯(lián)合控制確實(shí)能夠顯著提高對受試結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動試驗(yàn)的量級和控制能力.分析其原因，單獨(dú)采用壓電元件作激勵源，控制量級較低主要是受到所選壓電元件本身的性能，驅(qū)動功放的能力以及控制電路線路噪聲和環(huán)境噪聲的影響;激振器和振動臺單獨(dú)控制量級較低，主要是因?yàn)槭芸亟Y(jié)構(gòu)為柔性結(jié)構(gòu)，激振器和振動臺雖可提供推力大但均為單點(diǎn)激勵，其傳遞特性受到很大限制，較難控制;當(dāng)采用壓電元件、激振器和振動臺聯(lián)合控制時(shí)，壓電元件可彌補(bǔ)激振器和振動臺傳遞特性差的缺點(diǎn)，激振器和振動臺可彌補(bǔ)壓電元件驅(qū)動能力不足的缺陷，三者聯(lián)合控制可使整個(gè)控制系統(tǒng)的控制能力大為提高.在進(jìn)行聯(lián)合試驗(yàn)時(shí)，各激勵源之間存在較為明顯的相互干擾和耦合作用，偶爾會導(dǎo)致所要求的控制點(diǎn)的控制譜超差較大以致控制不住，這些可通過配合調(diào)節(jié)各參考譜之間的相干系數(shù)、控制譜形以及控制量級來加以改善最終使所要求的控制點(diǎn)均可控并滿足控制要求.

4 結(jié)束語

本文重點(diǎn)分析了航空航天高速飛行器運(yùn)行過程的環(huán)境特點(diǎn)，總結(jié)出它們的振動是多種激勵源耦合作用的結(jié)果，當(dāng)前的試驗(yàn)技術(shù)無法對其進(jìn)行充分的振動考核，并結(jié)合對壓電元件材料和激勵特性的研究，提出了一種壓電元件、振動臺、激振器等多激勵源聯(lián)合控制的試驗(yàn)方法，其中多激勵源的協(xié)調(diào)加載是難點(diǎn)，需做進(jìn)一步深入研究.該方法計(jì)劃在大型結(jié)構(gòu)剛度較大的骨架位置安裝傳統(tǒng)的激勵設(shè)備如振動臺、激振器以提供所需的集中力，在結(jié)構(gòu)柔性部位黏貼壓電元件以提供所需的分布式激勵力.試驗(yàn)結(jié)果表明，該方法的確能比傳統(tǒng)集中式激勵試驗(yàn)取得更好的試驗(yàn)效果，具有很高的工程應(yīng)用價(jià)值，為大型航空航天結(jié)構(gòu)的振動耐久性試驗(yàn)開辟新的技術(shù)途徑.

References)

［1］姚軍，劉佳.基于智能材料的柔性結(jié)構(gòu)耐久性振動試驗(yàn)技術(shù)討論［J］.振動工程學(xué)報(bào)，2008，21(增刊):201－203

Yao Jun，Liu Jia.Durability vibration test method of flexible structure basek on smart material［J］.Journal of Vibration Engineering，2008，21(S):201－203(in Chinese)

［2］宋道仁.壓電效應(yīng)及其應(yīng)用［M］.上海:科學(xué)普及出版社，1987

Song Daoren.Piezoelectric effect and its application［M］.Shanghai:Popular Science Press，1987(in Chinese)

［3］李小兵.壓電陶瓷、壓電復(fù)合材料的制備、結(jié)構(gòu)和性能研究［D］.北京:北京航空航天大學(xué)材料系，2002

Li Xiaobing.Research on the preparation ，structureand properties of piezoelectric ceramic and piezoelectric composite materials［D］.Beijing:Department of Materials of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2002(in Chinese)

［4］Crawley E F，Luis J.Use of piezoelectric actuators as elements of intelligent structures［J］.AIAA，1987，25(1):1373－1385

［5］Forward R L.Electronic damping of resonance in global structures［J］.AIAA，1981，27(8):1255－1267

［6］Hubbard J E Burke.Distributed transducer design for intelligent structural components［J］.Intelligent Structural System，1992，30(2):96－105

［7］顧仲權(quán)，陳愛華.直升機(jī)“地面共振”的輸出反饋?zhàn)顑?yōu)控制［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，1999，31(4):101－106

Gu Zhongquan，Chen Aihua.Optimal output feedback control for“ground resonance”of helicopter［J］.Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，1999，31(4):101－106(in Chinese)