吳建國(guó)，李海波，張 琪，丁 洋，馮國(guó)林

（1. 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2. 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京 100076）

液浮陀螺儀過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)

吳建國(guó)1，李海波1，張 琪2，丁 洋2，馮國(guó)林1

（1. 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2. 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京 100076）

為了驗(yàn)證航天飛行器慣性制導(dǎo)器件在過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境下的環(huán)境效應(yīng)和適應(yīng)性能力，以液浮陀螺儀為研究對(duì)象，基于剛?cè)狁詈系亩囿w動(dòng)力學(xué)理論，簡(jiǎn)要分析了過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)慣性器件的耦合影響機(jī)理?；陔x心機(jī)-振動(dòng)臺(tái)綜合離心試驗(yàn)平臺(tái)，建立了慣性儀表過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)方法，開(kāi)發(fā)了慣性儀表過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)專用采集系統(tǒng)，并開(kāi)展了慣性儀表過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)試驗(yàn)研究。試驗(yàn)結(jié)果表明，過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)慣性儀表輸出值的影響具有耦合效應(yīng)。因此，對(duì)慣性儀表類產(chǎn)品進(jìn)行環(huán)境適應(yīng)性考核時(shí)，應(yīng)當(dāng)使用與真實(shí)飛行環(huán)境更為一致的過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)方法。

過(guò)載；振動(dòng)；復(fù)合環(huán)境；環(huán)境效應(yīng)；試驗(yàn)方法

過(guò)載、振動(dòng)、溫度以及氣動(dòng)壓力等環(huán)境是航天飛行器在高速機(jī)動(dòng)與再入飛行階段所經(jīng)歷的典型環(huán)境因素。據(jù)不完全統(tǒng)計(jì)，由上述環(huán)境因素引起的產(chǎn)品失效比例高達(dá) 70%以上[1]。產(chǎn)品失效的原因可能是單一環(huán)境因素的作用，也可能是復(fù)合環(huán)境的綜合作用。所以，如何設(shè)計(jì)地面環(huán)境試驗(yàn)復(fù)現(xiàn)產(chǎn)品故障成為環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展重點(diǎn)。研究表明，復(fù)合環(huán)境比單一環(huán)境試驗(yàn)更能有效地激發(fā)產(chǎn)品故障[2-3]。國(guó)軍標(biāo)150A和美軍標(biāo)810G[4]均強(qiáng)調(diào)復(fù)合環(huán)境比單一環(huán)境更能有效地模擬實(shí)際飛行環(huán)境效應(yīng)，當(dāng)實(shí)際使用過(guò)程出現(xiàn)多種環(huán)境因素共同作用時(shí)，鼓勵(lì)進(jìn)行復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)。因此，過(guò)載振動(dòng)、過(guò)載溫度、過(guò)載外壓等復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)受到越來(lái)越多的重視[5-8]。本文將重點(diǎn)闡述過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)的機(jī)理和實(shí)現(xiàn)方法。

從環(huán)境因素的作用機(jī)理看，過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)慣性制導(dǎo)設(shè)備的危害尤其顯著。譬如：航天飛行器慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的精度偏差問(wèn)題，可能是空間環(huán)境的氣流擾動(dòng)、溫度或壓強(qiáng)等環(huán)境的變化引起的，也可能是過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境共同作用的原因。針對(duì)該問(wèn)題，眾多專家學(xué)者對(duì)陀螺儀和加速度計(jì)（慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的核心器件）開(kāi)展了結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真與環(huán)境效應(yīng)分析，綜合分析后認(rèn)為，發(fā)射、機(jī)動(dòng)、再入等飛行過(guò)程中的過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)是影響慣性導(dǎo)航測(cè)量精度的主要因素[9-11]，但缺乏有效的試驗(yàn)方法驗(yàn)證過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)對(duì)慣性導(dǎo)航測(cè)量精度的影響機(jī)理。

本文在北京強(qiáng)度環(huán)境研究所集成研制的綜合離心試驗(yàn)平臺(tái)上探索了過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)方法，并以液浮陀螺儀為研究對(duì)象，開(kāi)展了慣性儀表過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)試驗(yàn)研究，驗(yàn)證了過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)慣性儀表輸出的耦合影響。

1 復(fù)合環(huán)境效應(yīng)機(jī)理

過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境是指航天飛行器在發(fā)射、機(jī)動(dòng)或再入飛行階段所經(jīng)受的過(guò)載加速度與振動(dòng)加速度同時(shí)作用的綜合環(huán)境，是一種典型的靜、動(dòng)載荷共同作用的環(huán)境類型。通常在靜、動(dòng)載荷構(gòu)成的復(fù)合環(huán)境中，大多數(shù)產(chǎn)品的故障是由于靜、動(dòng)載荷共同作用的結(jié)果，而非單一的靜或動(dòng)載荷。例如，過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)航天飛行器慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的控制精度偏差有明顯的影響。原因是液浮陀螺儀等慣性儀表過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境的綜合作用下工作時(shí)，其運(yùn)動(dòng)部件轉(zhuǎn)子由于過(guò)載加速度的原因會(huì)產(chǎn)生彈性變形。這種彈性變形會(huì)改變結(jié)構(gòu)在振動(dòng)環(huán)境的動(dòng)態(tài)特性，進(jìn)而影響慣性儀表輸出精度，具體影響機(jī)理分析如下。

1.1 多體動(dòng)力學(xué)模型

慣性儀表安裝在航天飛行器儀器艙內(nèi)，航天飛行器飛行時(shí)的各種載荷（如發(fā)動(dòng)機(jī)推力、振動(dòng)、噪聲等）通過(guò)主承力結(jié)構(gòu)傳遞到儀器支架，再通過(guò)支架傳遞到慣性儀表上。此時(shí)慣性儀表的動(dòng)力學(xué)分析是一個(gè)復(fù)合環(huán)境下的多體動(dòng)力學(xué)問(wèn)題。

圖1所示為航天飛行器慣性儀表多體動(dòng)力學(xué)模型：M1、M2、M3分別表示航天飛行器的主體結(jié)構(gòu)、儀器支架和慣性儀表；T為推力，fv(t)為振動(dòng)輸入，均為系統(tǒng)的廣義外力；mi、ki、ci分別為Mi對(duì)應(yīng)的質(zhì)量、剛度和阻尼；a為航天飛行器的加速度。假設(shè)參考基e0的原點(diǎn)位于發(fā)射點(diǎn)，且e0=(x0, y0, z0, 1)，連體基ei與剛體Mi相連，則ei=(xi, yi, zi, 1) (i=1, 2, 3)，其中，e1初始狀態(tài)的原點(diǎn)與發(fā)射點(diǎn)重合。運(yùn)動(dòng)狀態(tài)中的連體基 ei與參考基e0的關(guān)系如圖2所示。

圖1 航天飛行器慣性儀表的多體動(dòng)力學(xué)模型Fig.1 Multi-body dynamics model of space inertial instrument

圖2 運(yùn)動(dòng)狀態(tài)連體基ei與參考基e0的關(guān)系Fig.2 Relationship between eiand e0

1.2 運(yùn)動(dòng)方程

若相鄰連接剛體間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)自由度(也即廣義坐標(biāo))為qi(i=1, 2, 3)，則M1、M2、M3構(gòu)成的多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程為

式中，xi表示剛體 Mi相對(duì)參考基的廣義位移，且表示剛體Mi對(duì)應(yīng)的廣義外力，且表示多體運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)中剛體Mi對(duì)應(yīng)的廣義系統(tǒng)內(nèi)力，且qi0為qi的初始值。

1.3 復(fù)合環(huán)境效應(yīng)

由文獻(xiàn)[9]可知，在不考慮慣性儀表的彈性形變的影響時(shí)，M3的廣義系統(tǒng)內(nèi)力為

但實(shí)際上慣性儀表彈性形變?cè)斐傻挠绊懖蝗莺雎?。以陀螺儀為例，單自由度陀螺儀可簡(jiǎn)化為轉(zhuǎn)子支撐系統(tǒng)如圖3所示。

圖3 轉(zhuǎn)子支撐系統(tǒng)模型Fig.3 Model of rotor support system

在對(duì)轉(zhuǎn)子支撐系統(tǒng)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析時(shí)，根據(jù)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)理論可知，由于支撐系統(tǒng)的彈性變形，導(dǎo)致其動(dòng)力學(xué)性質(zhì)發(fā)生了改變，增加了負(fù)剛度和阻尼系數(shù)m vl，其中v是航天飛行器結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)速度，l為轉(zhuǎn)子支撐系統(tǒng)中支撐梁的長(zhǎng)度[9]。因此，轉(zhuǎn)子支撐系統(tǒng)還要受到附加耦合約束此時(shí)，M3的廣義力應(yīng)表示為

對(duì)比式(3)和式(2)可知，若不考慮轉(zhuǎn)子梁在過(guò)載加速環(huán)境下彈性變形的影響，復(fù)合過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境下陀螺儀等慣性儀表的輸出將會(huì)存在很大的漂移偏差，從而影響航天飛行器的控制精度。

2 復(fù)合環(huán)境模擬方法

在航天飛行器研制試驗(yàn)體系的地面驗(yàn)證試驗(yàn)中，過(guò)載加速度環(huán)境的模擬方式主要有兩種：離心機(jī)和火箭撬?；鸺聊M的過(guò)載加速環(huán)境與真實(shí)飛行情況更為接近，但火箭橇滑行過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生不可控的附加振動(dòng)環(huán)境，且試驗(yàn)造價(jià)昂貴，持續(xù)時(shí)間短，環(huán)境參量可控性差，因此過(guò)載加速度環(huán)境的地面試驗(yàn)常用能持續(xù)提供穩(wěn)定加速度的離心試驗(yàn)?zāi)M。

本文依托北京強(qiáng)度環(huán)境研究所自主研發(fā)的綜合離心試驗(yàn)系統(tǒng)（如圖4所示），開(kāi)展慣性儀表過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)研究。該試驗(yàn)系統(tǒng)最大過(guò)載容量為400 g·t，為目前國(guó)內(nèi)最大的綜合離心試驗(yàn)系統(tǒng)，可開(kāi)展過(guò)載振動(dòng)、過(guò)載外壓、過(guò)載熱等多種復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)。

圖4 過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.4 Test system of overload-vibration composite environment

開(kāi)展過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)時(shí)，將專用振動(dòng)臺(tái)與綜合離心平臺(tái)裝配組成過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)系統(tǒng)，過(guò)載加速度環(huán)境由離心機(jī)模擬，振動(dòng)環(huán)境由安裝在離心機(jī)臂上的振動(dòng)臺(tái)模擬，可開(kāi)展最大過(guò)載加速度50 g，最大推力20 kN，頻率范圍20～2000 Hz的過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)。

試驗(yàn)過(guò)程中可對(duì)過(guò)載與振動(dòng)環(huán)境的模擬加載進(jìn)行遠(yuǎn)程操控。利用綜合離心試驗(yàn)平臺(tái)的光柵測(cè)速裝置與驅(qū)動(dòng)電機(jī)組成的反饋閉合回路，調(diào)節(jié)離心機(jī)轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)過(guò)載環(huán)境加載控制；通過(guò)工裝安裝面上的振動(dòng)加速度傳感器與振動(dòng)控制儀組成閉合回路，形成自反饋控制循環(huán)。另外，慣性器件的輸出電壓由慣性儀表專用測(cè)試系統(tǒng)采集、記錄，專用測(cè)試系統(tǒng)由工控機(jī)、電源、數(shù)字萬(wàn)用表、信號(hào)轉(zhuǎn)接箱等組成，如圖5所示。

圖5 慣性儀表專用測(cè)試系統(tǒng)Fig.5 Data collection system of inertial instrument

3 復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)實(shí)例

3.1 試驗(yàn)對(duì)象與目的

液浮陀螺儀是一種飛行器制導(dǎo)裝備中常用的單自由度慣性陀螺儀，以液浮陀螺儀為試驗(yàn)對(duì)象開(kāi)展過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)，對(duì)比液浮陀螺儀在單一過(guò)載環(huán)境與過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境下的輸出變化，驗(yàn)證過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)。

3.2 試驗(yàn)實(shí)施與過(guò)程

將液浮陀螺儀與專用工裝緊固在一起，然后再通過(guò)轉(zhuǎn)接工裝與振動(dòng)臺(tái)動(dòng)圈相連。專用測(cè)試系統(tǒng)固定于離心機(jī)臂的安裝支架上，與液浮陀螺儀組成測(cè)試回路，通過(guò)遠(yuǎn)程控制專用測(cè)試系統(tǒng)，實(shí)時(shí)監(jiān)控液浮陀螺儀的各項(xiàng)性能參數(shù)，采集液浮陀螺儀在不同加載環(huán)境條件下的輸出電壓，并記錄在工控機(jī)的存儲(chǔ)介質(zhì)上。正式試驗(yàn)開(kāi)始前，對(duì)試驗(yàn)加載系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、專業(yè)測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)試。系統(tǒng)調(diào)試完畢后，采集液浮陀螺儀輸出電壓初值。

完成被試產(chǎn)品安裝與系統(tǒng)調(diào)試后，開(kāi)始正式試驗(yàn)。首先，在離心機(jī)靜止?fàn)顟B(tài)，按圖6（a）中的驗(yàn)收量級(jí)振動(dòng)環(huán)境條件施加單一振動(dòng)環(huán)境，并采集液浮陀螺儀輸出電壓。然后，啟動(dòng)離心機(jī)，按照?qǐng)D6（b）所示環(huán)境條件要求施加過(guò)載加速度，當(dāng)過(guò)載加速度加載至2g且穩(wěn)定后，遠(yuǎn)程控制專用測(cè)試系統(tǒng)采集液浮陀螺儀輸出電壓，采集時(shí)長(zhǎng) 60 s；采集完畢后啟動(dòng)振動(dòng)臺(tái)，按照?qǐng)D6（a）所示液浮陀螺儀驗(yàn)收振動(dòng)環(huán)境條件施加隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境，振動(dòng)加速度總均方根值為3.6 g，采集過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境下的液浮陀螺儀輸出電壓，采集時(shí)長(zhǎng)60 s。采集結(jié)束，暫停振動(dòng)臺(tái)工作，提高離心機(jī)轉(zhuǎn)速，增加過(guò)載加速度量級(jí)。重復(fù)上述實(shí)施步驟，依次開(kāi)展4 g、6 g、8 g、10 g單一過(guò)載與過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)，并采集液浮陀螺儀在各種環(huán)境條件下的輸出電壓。

圖6 環(huán)境試驗(yàn)條件Fig.6 Environment test conditions

3.3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

液浮陀螺儀輸出專用測(cè)試系統(tǒng)的采樣頻率為2 Hz，60 s內(nèi)采集到的樣本量為120個(gè)，剔除采樣區(qū)間首尾各5 s內(nèi)采集到的20個(gè)數(shù)據(jù)后，將剩余的100個(gè)液浮陀螺儀輸出電壓值作為有效樣本進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析。由于未引入陀螺儀的誤差模型進(jìn)行修正，所測(cè)輸出電壓值僅能反映在某一環(huán)境條件下的陀螺儀輸出信號(hào)大小，所以該試驗(yàn)結(jié)果只能反映復(fù)合環(huán)境的效應(yīng)，不能驗(yàn)證液浮陀螺儀的輸出精度。不同量級(jí)環(huán)境條件下的液浮陀螺儀的輸出電壓如圖7。

盡管本次試驗(yàn)中獲得的液浮陀螺儀輸出電壓值只能反映某一環(huán)境條件下液浮陀螺儀輸出信號(hào)的大小，不能體現(xiàn)液浮陀螺儀的測(cè)量精度與漂移誤差，但是輸出信號(hào)隨不同環(huán)境條件的變化仍能反映出復(fù)合環(huán)境效應(yīng)的復(fù)雜性。由圖7可以看出：與液浮陀螺儀的靜態(tài)輸出電壓相比，單純施加總均方根值為3.6 g的隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境，液浮陀螺儀的輸出電壓變化較??；而施加單一過(guò)載環(huán)境后，液浮陀螺儀的輸出電壓變化較大，且隨著過(guò)載加速度由2 g增至10 g，液浮陀螺儀的輸出電壓呈非線性的不規(guī)則變化。由圖7還可以看出，過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)液浮陀螺儀的輸出影響最大，而且在0～10g的變化范圍內(nèi)，過(guò)載加速度的變化對(duì)過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)的影響不大，但整體趨勢(shì)是隨過(guò)載加速度增大而效應(yīng)增強(qiáng)。造成上述試驗(yàn)現(xiàn)象的原因初步認(rèn)為是由于過(guò)載加速度與振動(dòng)環(huán)境的綜合作用，導(dǎo)致彈性支撐梁變形所致。

液浮陀螺儀過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證了過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)慣性儀表的耦合作用機(jī)理，結(jié)果表明單一振動(dòng)或過(guò)載加速度環(huán)境標(biāo)定的輸出漂移修正模型不能準(zhǔn)確表達(dá)復(fù)合環(huán)境作用下輸出漂移情況。為提高航天飛行器控制系統(tǒng)的控制精度，應(yīng)當(dāng)采用過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)標(biāo)定的液浮陀螺儀輸出漂移修正模型。

圖7 液浮陀螺儀的輸出電壓Fig.7 Output voltage value of fluid floating gyro

4 結(jié) 論

針對(duì)航天飛行器高速機(jī)動(dòng)與再入飛行階段的過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境模擬與驗(yàn)證技術(shù)，從復(fù)合環(huán)境效應(yīng)機(jī)理與模擬方法等方面進(jìn)行了探索與分析，并以液浮陀螺儀為對(duì)象，開(kāi)展了過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)試驗(yàn)研究。在0～10 g的過(guò)載加速度變化范圍內(nèi)，對(duì)比研究了單一過(guò)載加速度或振動(dòng)環(huán)境、過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)液浮陀螺儀輸出值的影響。試驗(yàn)結(jié)果表明，過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境對(duì)慣性儀表輸出值的影響具有耦合效應(yīng)。因此，對(duì)慣性儀表類產(chǎn)品進(jìn)行環(huán)境適應(yīng)性考核時(shí)，應(yīng)當(dāng)使用與真實(shí)飛行環(huán)境更為接近的過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)方法。

此外，本文僅研究了過(guò)載加速度的變化對(duì)過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)的影響，有待進(jìn)一步開(kāi)展振動(dòng)量級(jí)變化對(duì)過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境效應(yīng)的影響研究，以及慣性儀表類產(chǎn)品過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境下精度標(biāo)定試驗(yàn)技術(shù)等研究工作，完善過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)方法與規(guī)范，滿足國(guó)防裝備發(fā)展對(duì)過(guò)載振動(dòng)復(fù)合環(huán)境試驗(yàn)的需求。

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Environment effect and adaptability test on spaceflight fluid floating gyro under overload + vibration

WU Jian-guo1, LI Hai-bo1, ZHANG Qi2, DING Yang2, FENG Guo-lin1
(1. Science and Technology on Reliability and Environment Engineering Laboratory, Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076, China; 2. Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076, China)

A fluid floating gyro is studied to validate the environment effect and adaptability of spaceflight inertia components under overload-vibration composite environment. The coupling mechanism of the environment effect is analyzed based on the coupled multi-body dynamics theory, then the overload-vibration composite environment test for inertial instrument is designed and carried out by using specially designed data collection system. Test results indicate that the load-vibration effects on inertial instrument output voltage have nonlinear coupling effect. Therefore, in evaluating the environmental adaptability of inertial instrument products, such overload-vibration composite environment test method should be used as it is more consistent with real flight environment.

overload; vibration; composite environment; environment effect; test method

V416

：A

2015-09-11；

：2015-11-28

國(guó)防基礎(chǔ)科研計(jì)劃（A0320110018）

吳建國(guó)（1979—），男，博士，高級(jí)工程師，主要從事綜合環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)、結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)與壽命預(yù)示、可靠性試驗(yàn)與評(píng)估技術(shù)研究。E-mail: wujianguo@buaa.edu.cn

1005-6734(2015)06-0840-05

10.13695/j.cnki.12-1222/o3.2015.06.025