杜 娟

（中航飛機股份有限公司漢中飛機分公司，陜西?漢中?723000）

當今的運輸飛機發(fā)展中，需要滿足輕質(zhì)化、高推重比等需求。隨著結(jié)構(gòu)重量的相對減輕，結(jié)構(gòu)剛度不斷減小，對振動、噪聲的要求越來越嚴格。文獻[1]研究了某型飛機通過更換高功率發(fā)動機、降低槳盤面積以增加運載量并獲得良好的機動性后，發(fā)動機槳葉通過頻率與襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)局部模態(tài)頻率接近，導致飛機襟翼蒙皮動態(tài)應力水平提高，襟翼蒙皮裂紋出現(xiàn)的概率增大。因此，除了飛機主承力結(jié)構(gòu)外，飛機蒙皮結(jié)構(gòu)的動態(tài)性能也成為影響飛機使用壽命的重要因素[2-4]，在工程中需要引起重視。

通過模態(tài)分析技術(shù)來獲得結(jié)構(gòu)固有特性，是一種分析結(jié)構(gòu)動態(tài)特性、評估結(jié)構(gòu)安全性的重要的有效方式。而不同的測試方法會直接影響到模態(tài)參數(shù)的識別精度，利用傳統(tǒng)的傳感器技術(shù)在分析輕質(zhì)結(jié)構(gòu)，如板殼結(jié)構(gòu)、薄膜結(jié)構(gòu)、細長桿狀結(jié)構(gòu)時，傳感器的附加剛度、附加質(zhì)量效應會對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不可忽略的影響，嚴重影響結(jié)構(gòu)自身的固有特性[5]。在飛機蒙皮局部模態(tài)分析中，這種效應十分顯著，以一塊典型的鋁合金蒙皮為例，尺寸為500mm×200mm×0.8mm，蒙皮質(zhì)量約為200g，采用微型加速度傳感器（型號為PCB-333B30），對蒙皮進行3×5網(wǎng)格劃分以獲得較為光滑連續(xù)的固有振型，加速度傳感器的總質(zhì)量為60g。傳感器引入的附加質(zhì)量達到了被測蒙皮結(jié)構(gòu)的30%，將嚴重影響模態(tài)測試精度，傳統(tǒng)的傳感器測試技術(shù)不再適用。隨著激光測振技術(shù)的快速發(fā)展，基于激光多普勒干涉效應的測振系統(tǒng)是目前能夠獲取最佳位移和速度分辨率的振動測量方法，已被廣泛用于基礎科學領域[6-8]。它能實現(xiàn)飛米級的振幅分辨率，線性度高，在極高頻率范圍內(nèi)（1GHz）仍能確保振幅的一致性，適用于近距離的顯微測試和遠距離測試。這種光學非接觸測試方法對結(jié)構(gòu)幾乎沒有附加影響，且測試精度更高、效率更高，能夠在極小和極輕質(zhì)的結(jié)構(gòu)上測量，顯著改善了傳統(tǒng)傳感器在蒙皮薄板結(jié)構(gòu)固有特性測試時的限制。

1??飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)的激光測振原理

在本文飛機襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的模態(tài)試驗研究中，激光測振儀首次在飛機襟翼蒙皮的工程模態(tài)測試中得以應用。本文采用的激光測振系統(tǒng)為德國Polytec公司研發(fā)的PSV-400型號。

激光測振系統(tǒng)基于激光多普勒干涉效應，測振光路如圖1所示：激光器發(fā)出頻率為f0的激光束經(jīng)過分光鏡入射到被測蒙皮表面，由于蒙皮表面振動，反射光將產(chǎn)生多普勒頻移fD：

圖1 Polytec激光多普勒測振光路示意圖

其中，v表示蒙皮表面運動速度，λ為激光波長，頻率為f0+fs的參考光束和頻率為f0+fD的反射光束混合并投射到光電探測器，產(chǎn)生干涉信號，經(jīng)過信號處理得到頻率為Δf=fD-fs的拍頻信號，反求頻移fD代入式（1），計算出飛機襟翼蒙皮測點的振動速度。

對飛機襟翼蒙皮進行多測點局部模態(tài)分析時，襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的動力學控制方程可以寫作矩陣表達的一般形式[9]：

從式（6）中可以看出，頻響函數(shù)矩陣中包括結(jié)構(gòu)的模態(tài)頻率、模態(tài)質(zhì)量、模態(tài)剛度和模態(tài)阻尼等信息，代表蒙皮結(jié)構(gòu)某階局部模態(tài)的振型向量。因此，根據(jù)線性互易律，在對飛機襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析時，獲得頻響函數(shù)矩陣的一行或一列數(shù)據(jù)，便可利用頻域辨識算法擬合得到襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的模態(tài)信息。

利用激光測振技術(shù)測試襟翼蒙皮局部模態(tài)時，采用單點激勵、多點測量的方法來展開試驗研究。在激勵位置不變的前提下，激光測振光束能夠快速對襟翼蒙皮表面進行逐點掃描測振，獲得襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的全場速度響應。利用同時采集的激勵力參考信號，計算得到頻響函數(shù)的一列數(shù)據(jù)，辨識得到飛機襟翼蒙皮的局部模態(tài)參數(shù)。相比工程中傳統(tǒng)的加速度傳感器測試技術(shù)，激光掃描測試不會受到測點硬件通道數(shù)目的限制，并且省去了繁瑣的粘貼、更換傳感器位置的步驟，能夠快速、高效、精確地對飛機襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)進行固有特性分析。

2??飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)的試驗測試與結(jié)果驗證

飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)的試驗研究在某型飛機上進行，激勵方式為電磁式激振器正弦掃頻。根據(jù)有限元仿真先驗知識，試驗中的掃頻帶寬為450Hz，采樣率為1.28kHz，譜線數(shù)為8192，頻率分辨率為0.156Hz，采用3次平均技術(shù)提高測試信號的信噪比。襟翼蒙皮局部模態(tài)測試的試驗裝置如圖2所示：試驗中利用Polytec控制箱內(nèi)置信號發(fā)生器生成正弦掃頻信號，發(fā)送到激振器功放，驅(qū)動電磁式激振器激勵蒙皮結(jié)構(gòu)。為避免激振器頂桿對蒙皮結(jié)構(gòu)帶來附加剛度影響，將激振器頂桿安裝在與機翼大梁固結(jié)的蒙皮處，激振器頂桿和襟翼蒙皮間安裝力傳感器，用來采集激振器施加在蒙皮結(jié)構(gòu)上的參考力信號。激光測振儀同步地逐點掃描測試襟翼蒙皮表面的振動響應，獲得整個測試區(qū)域的全場域振動數(shù)據(jù)。對測試數(shù)據(jù)進行500Hz以下的低通濾波，以提高信號的信噪比。

某型飛機的襟翼下表面蒙皮、前緣蒙皮和導流片蒙皮被隔板、大梁分隔成塊，形成許多小塊相對獨立的局部蒙皮結(jié)構(gòu)，襟翼蒙皮的面外彎曲剛度相對于隔板、大梁很弱。因此，飛機襟翼蒙皮在發(fā)動機激勵或氣動載荷作用下，蒙皮的變形以局部彎曲為主，這也是本文重點測試襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)局部模態(tài)的研究意義所在。

圖2 飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)測試試驗裝置布置圖

將關注區(qū)域的飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)測試結(jié)果與有限元分析結(jié)果進行比較，如表1所示：展示了幾個典型位置的對比；對應的襟翼蒙皮局部有限元模態(tài)振型，如圖3～圖7所示：圖中虛線表示襟翼蒙皮與大梁、隔板、尾緣等鉚接位置，圓圈內(nèi)標識代表對應的隔板編號。從圖3和圖4可以看出，襟翼下表面蒙皮沿順氣流方向為窄長形狀，局部模態(tài)也呈現(xiàn)“窄長狀”的面外彎曲振型。局部模態(tài)振型中大梁、前后緣幾乎沒有變形，這是蒙皮面外剛度相對較弱的原因，與理論分析結(jié)果一致。從圖4中可以看出，不同隔板間的襟翼蒙皮出現(xiàn)了聯(lián)動模態(tài)，分析原因是相鄰隔板間襟翼蒙皮尺寸結(jié)構(gòu)相似，導致襟翼蒙皮的局部固有特性相似，在某階固有頻率下發(fā)生同步運動。在襟翼前緣蒙皮的局部模態(tài)中也發(fā)現(xiàn)了同樣的現(xiàn)象，如圖5所示。從導流片蒙皮的局部模態(tài)試驗結(jié)果圖6和圖7可以發(fā)現(xiàn)，襟翼導流片蒙皮在一階彎曲模態(tài)下便出現(xiàn)了振型的節(jié)線。分析原因是，襟翼導流片蒙皮由于自身曲度呈現(xiàn)“S”狀，靠近前緣為凸，靠近后緣為凹，存在曲率改變的位置，因此襟翼導流片蒙皮被該曲度交界線再次分隔，出現(xiàn)了整塊導流片蒙皮振型的節(jié)線，與有限元仿真的振型圖能夠相互印證。

激光局部模態(tài)試驗結(jié)果與有限元仿真結(jié)果吻合得較好，局部模態(tài)頻率相差10%以內(nèi)，局部模態(tài)振型也與有限元分析結(jié)果基本吻合，滿足工程要求。模態(tài)頻率辨識與有限元結(jié)果的差異主要由有限元分析中對鉚接的共結(jié)點簡化方式以及建模中必要的力學簡化導致。另一方面，在蒙皮加工中存在的工藝誤差也是有限元模型中無法充分考慮的。

表1 激光模態(tài)試驗與有限元分析結(jié)果對比

圖3 8-9號隔板間下表面蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖4 37-39號隔板間下表面蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖5 30-34號隔板間前緣蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖6 11-12號隔板間導流片蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖7 33-34號隔板間導流片蒙皮局部模態(tài)振型圖

3??結(jié)束語

在工程中進行薄板、薄膜等大型復雜結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)局部結(jié)構(gòu)的模態(tài)試驗時，傳統(tǒng)的傳感器技術(shù)已經(jīng)遇到了瓶頸，存在附加質(zhì)量影響大、效率低下的不足。本文通過非接觸式激光測振技術(shù)對某型飛機襟翼蒙皮的局部模態(tài)進行了試驗研究，有效獲得了襟翼蒙皮結(jié)構(gòu)的局部模態(tài)頻率、模態(tài)振型向量等參數(shù)。試驗結(jié)果能夠與有限元仿真結(jié)果相互驗證，說明了這種測試方式在工程中的可行性和應用趨勢，同時試驗結(jié)果也為蒙皮的局部結(jié)構(gòu)有限元仿真的模型修正工作提供了參考依據(jù)，為后續(xù)的動力學研究奠定了基礎。