岳志勇,馮咬齊,韓曉健
(北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實驗室,北京 100094)
航天器在運(yùn)輸、發(fā)射、動力飛行到再入過程中要承受聲、振動、沖擊和加速度等[1]一系列復(fù)雜而嚴(yán)酷的動力學(xué)環(huán)境。為了保證任務(wù)成功,對于新型號平臺的航天器,必須在其結(jié)構(gòu)初樣研制階段進(jìn)行充分的力學(xué)試驗考核[2-3]。
“天宮一號”目標(biāo)飛行器由實驗艙和資源艙兩大部分組成,高10.4 m,質(zhì)量8.5×103kg,艙體最大直徑3.35 m。在研制階段,為了驗證目標(biāo)飛行器整體結(jié)構(gòu)設(shè)計的合理性、獲取結(jié)構(gòu)固有特性及各部位的響應(yīng)參數(shù)、提供分析模型修正的試驗數(shù)據(jù),需要對其結(jié)構(gòu)初樣進(jìn)行充分的力學(xué)試驗考核。力學(xué)試驗內(nèi)容包括:整器模態(tài)試驗、振動試驗和噪聲試驗等[2]。
本文主要介紹在目標(biāo)飛行器整器的模態(tài)試驗、振動試驗和噪聲試驗過程中,針對產(chǎn)品特點(diǎn)采用的一些新技術(shù)。這些新技術(shù)可供今后其他航天器力學(xué)試驗參考使用。
“天宮一號”結(jié)構(gòu)初樣模態(tài)試驗要求測量目標(biāo)飛行器整體的y、z向的一階和二階彎曲,繞x軸向的一階扭轉(zhuǎn)以及沿x向的一階縱向模態(tài)參數(shù)。與飛船或其他衛(wèi)星型號相比,目標(biāo)飛行器模態(tài)試驗要求更高,結(jié)構(gòu)更復(fù)雜,測點(diǎn)更多,實施難度更大。如果使用原有的模態(tài)試驗方法和手段進(jìn)行模態(tài)試驗,很難滿足試驗要求。
為了滿足“天宮一號”結(jié)構(gòu)初樣模態(tài)試驗要求,硬件上選用了3臺500 N和1臺200 N的激振器,它們和原有的功率放大器、力傳感器、電荷放大器等設(shè)備組成激勵系統(tǒng);軟件上采用新 LMS SCADASIII數(shù)據(jù)采集與模態(tài)分析系統(tǒng),該系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)激勵信號的輸出和結(jié)構(gòu)響應(yīng)數(shù)據(jù)的采集及模態(tài)參數(shù)的識別、分析和驗證。
在試驗方法上,模態(tài)試驗時激勵信號采取隨機(jī)激勵和步進(jìn)正弦掃描激勵兩種方式,以隨機(jī)激勵法為主,利用步進(jìn)正弦掃描激勵法進(jìn)行復(fù)核。同時在y、z、x三個方向和正交方向上分別使用單點(diǎn)激勵和多點(diǎn)激勵方法,得到的結(jié)果可以互相驗證。“天宮一號”目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣模態(tài)試驗?zāi)P腿鐖D1所示。
圖1 目標(biāo)飛行器模態(tài)試驗?zāi)P虵ig.1 Modal testing model of target spacecraft
目標(biāo)飛行器為大型航天器結(jié)構(gòu)。為獲取其結(jié)構(gòu)的各階共振頻率,恰當(dāng)?shù)募铧c(diǎn)的選擇是關(guān)鍵也是難點(diǎn)。試驗前初步選定了一些激勵位置,分別對結(jié)構(gòu)進(jìn)行了y、z、x三個方向的激勵,最終通過試驗結(jié)果確定了最佳的激勵點(diǎn)位置并獲取了完整的模態(tài)參數(shù)。
模態(tài)試驗時,首先使用2臺激振器,分別進(jìn)行y向和z向的單點(diǎn)、兩點(diǎn)激勵,得到目標(biāo)飛行器y向和z向的一階、二階模態(tài)參數(shù);然后使用4臺激振器對y向、z向進(jìn)行正交激勵,分別使用兩點(diǎn)同時激勵、四點(diǎn)同時激勵的方法,得到產(chǎn)品繞x軸一階扭轉(zhuǎn)模態(tài)參數(shù);之后使用2臺激振器進(jìn)行x向單點(diǎn)、兩點(diǎn)激勵,得到產(chǎn)品x向一階模態(tài)參數(shù);最后使用3臺激振器進(jìn)行三向正交激勵,得到了所有需要的模態(tài)參數(shù)。所得到的模態(tài)參數(shù)可以互相驗證。
通過以上各種激勵方式及試驗結(jié)果可以看出,各種單向激勵均不能將結(jié)構(gòu)的動態(tài)特性完整地激勵出來。因目標(biāo)飛行器為大型航天器,所以單點(diǎn)激勵不能將能量均勻地輸入到結(jié)構(gòu)上,靠近激勵點(diǎn)位置的響應(yīng)大,遠(yuǎn)離激勵點(diǎn)位置的響應(yīng)小,導(dǎo)致結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)識別精度差。多點(diǎn)激勵可以克服單點(diǎn)激勵輸入能量不均的問題,尤其是正交多點(diǎn)激勵(y、z向或x、y、z向)更能夠有效地將結(jié)構(gòu)的動態(tài)特性激勵出來,可獲得所有的模態(tài)參數(shù)。
目標(biāo)飛行器分別沿x、y、z三個方向進(jìn)行正弦掃描振動試驗,同一方向的試驗按以下順序進(jìn)行:預(yù)振級試驗、單頻振動試驗、第一次特征級試驗、驗收級試驗、第二次特征級試驗、鑒定級試驗、第三次特征級試驗。
振動試驗時,資源艙后端框與試驗夾具間采用壓環(huán)固定,試驗夾具再與振動臺固連。試驗夾具的剛度和強(qiáng)度應(yīng)滿足相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的要求。
振動試驗采用四點(diǎn)平均控制加響應(yīng)限幅(下凹)控制方法,四點(diǎn)平均控制的控制面為資源艙下端面,而響應(yīng)限幅控制需要在資源艙前端框和實驗艙前端面各設(shè)兩個加速度響應(yīng)限幅控制點(diǎn)。為確定下凹量級,需確定加速度響應(yīng)控制點(diǎn)與應(yīng)變之間的關(guān)系,在試驗前需進(jìn)行動力標(biāo)定。動力標(biāo)定采用單頻振動的方法,根據(jù)產(chǎn)品特點(diǎn)選取合適的頻率和量級,同時測量位于資源艙上所有應(yīng)變片的應(yīng)變值和所有加速度測點(diǎn)的加速度響應(yīng)值。
下凹控制量級的確定應(yīng)在特征級試驗之后,根據(jù)主結(jié)構(gòu)受力不大于準(zhǔn)靜態(tài)載荷設(shè)計值、振動量級不小于器/箭耦合分析的量級、目標(biāo)飛行器上大型設(shè)備的輸入不高于其自身的力學(xué)環(huán)境條件的原則分別進(jìn)行不同方向的驗收級及鑒定級響應(yīng)量級的推算,下凹的帶寬一般應(yīng)不大于4 Hz。
目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣為新研制平臺,整器的高度和質(zhì)量均大于飛船,其推進(jìn)艙接口尺寸和飛船一致。鑒于以上特點(diǎn),選擇與飛船振動試驗一致的振動試驗設(shè)備,即在40 t振動臺上完成振動試驗,且選用“神舟”飛船的試驗夾具。
但是在結(jié)構(gòu)初樣首次進(jìn)行橫向大量級(驗收級、鑒定級)振動試驗時,整器和夾具產(chǎn)生了相對位移,不滿足試驗要求。
下面對產(chǎn)品和壓環(huán)連接方式進(jìn)行分析。產(chǎn)品和壓環(huán)連接如圖2所示,其中壓環(huán)為兩個半圓環(huán)。
圖2 產(chǎn)品和壓環(huán)連接示意圖Fig.2 The connections of test items and fixtures
從圖2中可以看到,正常工作狀態(tài)下,T3應(yīng)大于0才能保證壓環(huán)和產(chǎn)品壓緊;連接螺栓應(yīng)有一定預(yù)緊力(擰緊力矩)才能保證振動試驗時的轉(zhuǎn)動干擾力小于產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間最大靜摩擦力。在水平向振動試驗時,由于整器會產(chǎn)生較大的傾覆力矩,當(dāng)傾覆力矩引起的轉(zhuǎn)動干擾力大于產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間的最大靜摩擦力時,產(chǎn)品就會發(fā)生相對夾具的周向轉(zhuǎn)動。
引起相對位移的可能原因分析如下:
1)由于整器質(zhì)量大、質(zhì)心高,在大量級水平向振動試驗時,其引起的傾覆力矩也很大;
2)產(chǎn)品就位不準(zhǔn)確,使得壓環(huán)局部位置T3較小甚至為0,導(dǎo)致產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間局部最大靜摩擦力減??;
3)壓環(huán)已經(jīng)使用多年,其累積變形較大,兩端翹曲變形會導(dǎo)致連接螺栓預(yù)緊力相對不足,徑向張開變形引起局部位置的T3減小甚至為0,均會使產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間最大靜摩擦力減??;
4)壓環(huán)設(shè)計時T3余量不足,加大了2)、3)情況出現(xiàn)的可能性。
針對以上問題,采取了新的技術(shù)改進(jìn)措施,包括:
1)重新設(shè)計產(chǎn)品就位的輔助導(dǎo)向措施
產(chǎn)品就位示意圖如圖 3所示。產(chǎn)品就位過程中,在4個象限內(nèi)各安裝一個新設(shè)計的輔助就位導(dǎo)向桿。與原導(dǎo)向桿相比,新導(dǎo)向桿采用上細(xì)下粗的倒錐形設(shè)計,T4設(shè)計值更小,既便于產(chǎn)品安裝,又提高了產(chǎn)品的就位精度,從而使圖2中的T1保持在合理范圍內(nèi)。
圖3 產(chǎn)品就位示意圖Fig.3 Schematic diagram of test item locations
2)重新設(shè)計新壓環(huán)
將壓環(huán)設(shè)計為4個1/4圓環(huán)。由于1/4圓環(huán)的弧長比原半圓環(huán)弧減小了一半,因此每個壓環(huán)上兩端翹曲和徑向張開的累積變形就會隨之變小,從而使圖2中的T1保持在合理范圍。
新壓環(huán)上的連接螺孔采用了更小的孔徑,這意味著圖2中T2設(shè)計值減??;同時在每個壓環(huán)的兩端及中間位置各加工一個孔徑更小的連接螺孔,兼具定位作用。其作用一是用于確保試驗前壓環(huán)安裝位置最佳,即:使圖2中的T1保持在合理范圍;二是在試驗后可以利用定位螺孔將壓環(huán)固定在夾具花盆上,減小其累積變形的影響。由于產(chǎn)品就位精度提高了,因此即使T2減小也不會影響壓環(huán)連接螺釘?shù)捻樌b配。
根據(jù)產(chǎn)品質(zhì)量、質(zhì)心高度、試驗量級情況,將新壓環(huán)中T3設(shè)計值增大到合適范圍,也可保證試驗時壓環(huán)和產(chǎn)品壓緊。
3)調(diào)整連接螺栓的擰緊力矩
根據(jù)產(chǎn)品質(zhì)量、質(zhì)心高度、試驗量級情況,通過適當(dāng)增加連接螺栓的擰緊力矩(預(yù)緊力),有效地提高了產(chǎn)品和夾具花盆及壓環(huán)之間最大靜摩擦力。
在目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣補(bǔ)充振動試驗及后續(xù)的目標(biāo)飛行器正樣和飛船正樣振動試驗中均采用了新壓環(huán)和新導(dǎo)向桿,未出現(xiàn)整器和夾具發(fā)生相對位移的問題,試驗任務(wù)圓滿完成。
“天宮一號”目標(biāo)飛行器結(jié)構(gòu)初樣整器振動試驗全部完成后,對整器的狀態(tài)進(jìn)行檢查和確認(rèn)以確保其滿足噪聲試驗的要求,然后將整器推進(jìn)混響室進(jìn)行噪聲試驗。由于目標(biāo)飛行器的推進(jìn)艙接口與飛船的相同,因此其噪聲試驗也在2 163 m3混響室進(jìn)行,采用八點(diǎn)輸入四點(diǎn)輸出的控制方法。為了得到較為準(zhǔn)確的加載聲譜,在2 m、6 m高度沿產(chǎn)品周圍各均布4個聲傳感器。試驗加載從-12 dB開始,經(jīng)過-9 dB、-6 dB、-3 dB直到0 dB。
目標(biāo)飛行器轉(zhuǎn)場和噪聲試驗時均需要使用氣墊船。噪聲試驗要求整個系統(tǒng)一階頻率小于25 Hz。使用氣墊船轉(zhuǎn)場時操作復(fù)雜,不僅效率低而且存在安全隱患,而且考慮到目標(biāo)飛行器質(zhì)量大和質(zhì)心高的原因,因此研制了專用的“天宮一號”轉(zhuǎn)運(yùn)車。該轉(zhuǎn)運(yùn)車有4個輪子,須在牽引車的牽引下轉(zhuǎn)場。但由于該轉(zhuǎn)運(yùn)車不具備氣墊浮起功能,不能滿足噪聲試驗要求。
針對以上情況,對轉(zhuǎn)運(yùn)車進(jìn)行了技術(shù)改造,即在轉(zhuǎn)運(yùn)車靠近輪子的位置加裝4個可拆卸新式氣囊,其承載能力較原氣墊船上使用的氣囊有很大提高,并在轉(zhuǎn)運(yùn)車上方安裝了壓力表、閥門、管路等氣源控制系統(tǒng)。改造后的轉(zhuǎn)運(yùn)車如圖4所示。
圖4 改造后的轉(zhuǎn)運(yùn)車示意圖Fig.4 Transport vehicle after rebuilding
在目標(biāo)飛行器轉(zhuǎn)運(yùn)時,須卸下轉(zhuǎn)運(yùn)車的氣囊;噪聲試驗時,再裝上氣囊,使氣囊充氣,將目標(biāo)飛行器浮起。
為了滿足噪聲試驗時整個系統(tǒng)一階頻率小于25 Hz的要求,首先將與產(chǎn)品質(zhì)量相當(dāng)?shù)呐渲胤胖玫睫D(zhuǎn)運(yùn)車上,浮起氣囊,測試轉(zhuǎn)運(yùn)車一階頻率。由于氣壓高低對一階頻率有影響,因此根據(jù)產(chǎn)品要求選擇一個合適的一階頻率,并記錄此時氣囊壓力,將此壓力作為產(chǎn)品噪聲試驗時氣囊標(biāo)稱壓力。
由于使用牽引車牽引轉(zhuǎn)運(yùn)車會造成拐彎和精確就位不便,因此可拆卸氣囊可以在不同場合配合牽引車靈活使用,大大增加了產(chǎn)品轉(zhuǎn)運(yùn)時的方便性。
改造后的轉(zhuǎn)運(yùn)車首先采用配重進(jìn)行了測試,滿足了要求;然后在目標(biāo)飛行器的結(jié)構(gòu)初樣和正樣以及飛船正樣的噪聲試驗中,均使用了新轉(zhuǎn)運(yùn)車順利完成產(chǎn)品轉(zhuǎn)運(yùn)和噪聲試驗。
本文介紹了目標(biāo)飛行器整器進(jìn)行模態(tài)試驗、振動試驗、噪聲試驗中所應(yīng)用的新技術(shù)措施,試驗結(jié)果表明:
1)在大型結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗時,同時使用多個激振器進(jìn)行三個方向的正交多點(diǎn)激勵能夠更好地將結(jié)構(gòu)的動態(tài)特性激勵出來。為了保證試驗結(jié)果可靠性,可以將每個方向單點(diǎn)、多點(diǎn)的正弦和隨機(jī)激勵與正交方向(兩個方向正交或三個方向正交)的多點(diǎn)正弦和隨機(jī)激勵所得到的模態(tài)結(jié)果互相驗證。
2)振動試驗中采用的新技術(shù)不僅可以供后續(xù)的“天宮”、飛船等型號使用,而且新壓環(huán)及新導(dǎo)向桿的設(shè)計思路還可以給其他型號振動試驗夾具設(shè)計提供參考。
3)噪聲試驗中新轉(zhuǎn)運(yùn)車不僅可以供后續(xù)的“天宮”、飛船等型號使用,而且其設(shè)計思路也可以供其他型號噪聲試驗參考。
(References)
[1]柯受全.衛(wèi)星環(huán)境工程和模擬試驗(下)[M].北京:宇航出版社, 1996
[2]GJB 1027A—2005 運(yùn)載器、上面級和航天器試驗要求[S], 2005
[3]MIL-STD-810G Environmental engineering considerations and laboratory tests[S], 2008