李智勞++劉凡++郭艷

摘要：設(shè)定試驗飛機以空油、空載、全機自由-自由情況為基本狀態(tài)。飛機支持方式采用橡皮繩懸吊的方式，模態(tài)測試系統(tǒng)為VXI-640全機地面模態(tài)試驗系統(tǒng)。根據(jù)測量點運用I-DEAS軟件建立試驗?zāi)Ｐ停捎眉兡B(tài)軟件ModalStar來進行模態(tài)數(shù)據(jù)的采集，獲得了結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)。

關(guān)鍵詞：自由-自由；飛機支持；模態(tài)；純模態(tài)

中圖分類號：TB

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

doi：10.19311/j.cnki.16723198.2017.17.096

1引言

氣動彈性學(xué)科的發(fā)展始終伴隨著世界航空工業(yè)的發(fā)展。在近一個世紀(jì)的發(fā)展中，氣動彈性已涉及多個學(xué)科領(lǐng)域。顫振是一種復(fù)雜的氣動彈性問題，是氣流中運動的結(jié)構(gòu)，在空氣動力，彈性力，慣性力相互作用下所形成的自激振動。顫振問題在飛機設(shè)計中占有舉足輕重的作用，顫振特性是衡量飛機性能的重要指標(biāo)。然而，要對顫振進行準(zhǔn)確的計算，必須先進行地面模態(tài)試驗獲得全機的模態(tài)包括固有振動頻率、振動形態(tài)、模態(tài)阻尼和廣義質(zhì)量等，對有限元模型進行修正。因此，地面模態(tài)試驗就顯得尤為重要。

2支持理論

橡皮繩懸掛支持是用橡皮繩將被試飛機懸吊起來進行試驗的支持形式。這種支持一般用于輕型飛機、無人機、模型飛機的試驗（一般被試飛機在5噸以下）。目前很多輕型試驗件也會用這種支持形式。本次試驗飛機重3噸，所以選用橡皮繩進行飛機支持。

橡皮繩懸掛支持形式的懸吊參數(shù)設(shè)計為：

（1）根據(jù)飛機質(zhì)量、重心位置、懸吊位置確定每一個懸掛點的承受質(zhì)量。

（2）懸掛點橡皮繩根數(shù)

其中，n為懸掛點i下的橡皮繩根數(shù)，Mi為懸掛點i的承受質(zhì)量，m0是橡皮繩滿足支持要求前提下，承受的額定質(zhì)量。

（3）支持頻率

其中，f為預(yù)期支持頻率，M為飛機總質(zhì)量，k為橡皮繩剛度，g為重力加速度，l是橡皮繩初始長度，δ為某型橡皮繩拉伸百分比，該值是一個范圍，只有在此范圍內(nèi)，才能滿足橡皮繩的剛度要求。

將（3）式代入（2）式，可以得到

從而在要求支持頻率的前提下，確定出橡皮繩的初始長度，進而確定出橡皮繩的剛度，選定橡皮繩的直徑，最后根據(jù)式（1）確定出懸掛所需橡皮繩的根數(shù)。

3理論

3.1試驗方法及原理

本次試驗采用多點正弦激勵下的相位共振法。相位共振法的原理為：對飛機結(jié)構(gòu)施加外激振力后，當(dāng)激振頻率等于飛機結(jié)構(gòu)的某一固有頻率時，飛機結(jié)構(gòu)就出現(xiàn)共振現(xiàn)象。通過對激振力激振頻率進行優(yōu)化調(diào)節(jié)，可以使飛機結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一模態(tài)的振動，表現(xiàn)在飛機結(jié)構(gòu)上各測量點的加速度響應(yīng)與外力之間存在90°或270°的相位差。這時，飛機結(jié)構(gòu)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(shè)外力的相位是0°或180°，并為實部，則響應(yīng)的實部趨于零，這才是呈現(xiàn)單一模態(tài)的相位特征。這樣，通過反復(fù)調(diào)力與移頻相結(jié)合的技術(shù)，使之結(jié)構(gòu)上測量點的加速度響應(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。為幫助判別模態(tài)的可靠性，可將所有測量點信號歸納為一個總體目標(biāo)函數(shù)值C，模態(tài)純度指示函數(shù)的數(shù)學(xué)表達(dá)式如下：

式中，Reu¨i—第i個測量點加速度響應(yīng)的實部；u··i—第i個測量點加速度響應(yīng)的模；n—測量點總數(shù)。

顯然，當(dāng)C→1時就認(rèn)為飛機結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一的“固有頻率下的模態(tài)”，即純模態(tài)。

3.2阻尼測量

在每一階模態(tài)識別完成后，應(yīng)測量該階模態(tài)的阻尼。

阻尼以結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)的形式，依據(jù)幅頻曲線用半功率法進行測量，其計算公式如下：

式中，f1，f2—幅頻曲線上半功率點處的兩個頻率；fr—幅頻曲線上第r階幅值共振頻率。

3.3模態(tài)檢驗

試驗完成后，對所測的模態(tài)進行模態(tài)置信度（MAC）矩陣計算，檢驗（MAC）矩陣非對角元素是否滿足工程要求（工程上一般要求不大于0.3）。

MAC矩陣表達(dá)式為：

式中，i、j—模態(tài)階次；φi—第i階模態(tài)振型。

4試驗

4.1試驗設(shè)備

試驗所用機械裝置和設(shè)備在試驗前都需進行完好狀態(tài)確認(rèn)，以保證其處于正常工作狀態(tài)，內(nèi)容見表1。試驗中所有涉及的測量設(shè)備，都需經(jīng)過計量校準(zhǔn)/檢定合格、且在有效期內(nèi)，并提供相應(yīng)的報告或檢定/校準(zhǔn)合格證書，內(nèi)容見表2。試驗設(shè)備要滿足任務(wù)書的要求。

4.2試驗結(jié)果

4.2.1支持頻率

實測測得飛機的支持頻率見表3，支持系統(tǒng)最高支持頻率為0.652，飛機最低階彈性模態(tài)頻率為2.391，滿足國軍標(biāo)關(guān)于最高支持頻率小于飛機最低階彈性模態(tài)頻率1/3的要求。

4.2.2模態(tài)參數(shù)

本次試驗共測得支持頻率11階，相位共振法和隨機法的測試結(jié)果一致。試驗過程中對MAC值作了檢驗，結(jié)果表明本次試驗結(jié)果精度是比較高的，可以作為后續(xù)顫振計算和顫振試飛的依據(jù)。

5結(jié)論

本文開展了某長航時無人機地面模態(tài)試驗，從支持方式的選擇到模態(tài)參數(shù)的詳細(xì)獲取都做了細(xì)致的研究，最終給出了各階模態(tài)參數(shù)。全機地面模態(tài)試驗是飛機首飛前的一項重要試驗，準(zhǔn)確獲得模態(tài)參數(shù)對后續(xù)有限元修正有至關(guān)重要的作用。全機地面模態(tài)試驗的結(jié)果直接關(guān)系到全機氣動彈性分析和氣動伺服彈性分析，并且為飛機首飛提供重要依據(jù)。

參考文獻(xiàn)

[1]張士鍔，王心慶.模態(tài)試驗方法探討[J].動態(tài)分析與測試技術(shù)，1995，（03）：69.

[2]肖漢林，周心桃.含脫層復(fù)合材料圓柱殼的振動模態(tài)試驗分析[J].船海工程，2010，39（04）：1113.

[3]趙俊，聶振華，馬宏偉.拱結(jié)構(gòu)模態(tài)測試中傳感器優(yōu)化配置[J].振動、測試與診斷，2011，31（02）：217222.

[4]黃瑞泉，萬健平，余建波，等.某型飛機地面振動試驗支持方案設(shè)計[J].測控技術(shù)，2015（34）：278280.