基于飛機(jī)伺服彈性試驗(yàn)的操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)測(cè)試技術(shù)

李曉東，楊文岐，宋巧治

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 二室，陜西 西安 710065)

1 引 言

由于生產(chǎn)超差、裝配誤差及運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的磨損等因素的累積，飛機(jī)操縱面存在摩擦、間隙及傳動(dòng)系統(tǒng)的不確定性等非線性影響，導(dǎo)致操縱面旋轉(zhuǎn)支持剛度下降，影響飛機(jī)的顫振特性或出現(xiàn)極限環(huán)等氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象[1，2]。所以，需要對(duì)飛機(jī)進(jìn)行振動(dòng)特性和氣動(dòng)彈性分析。但是，由于操縱面存在著強(qiáng)烈的非線性影響，采用計(jì)算的方法很難獲得準(zhǔn)確的動(dòng)力特性，必須經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證和修正。因此，獲得準(zhǔn)確的操縱面旋轉(zhuǎn)頻率是非常重要的。

目前，國(guó)內(nèi)外在飛機(jī)地面振動(dòng)試驗(yàn)中，采用漸進(jìn)變力法消除非線性的影響，進(jìn)行操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)的測(cè)試，當(dāng)力變化而頻率不變時(shí)，測(cè)得的頻率即為操縱面旋轉(zhuǎn)頻率[3]。一般情況下，采用這種方法都能夠達(dá)到很好的效果，但是對(duì)間隙摩擦等較大的情況，要達(dá)到頻率穩(wěn)定，需要很大的激振力，這可能存在操縱面振幅過(guò)大，激振器行程不夠的情況。另外，采用激振器加力是在操縱面的一個(gè)點(diǎn)上施加集中力，由于結(jié)構(gòu)強(qiáng)度限制，有可能在大力下使操縱面損壞。對(duì)于導(dǎo)彈及小型飛機(jī)，由于操縱面質(zhì)量較輕，激振器可能引起附加質(zhì)量和附加剛度的影響。這些因素都可能影響操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)測(cè)試的精度。

飛機(jī)伺服彈性地面試驗(yàn)用于測(cè)試控制系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)之間的動(dòng)力耦合特性，包括開(kāi)環(huán)頻率響應(yīng)試驗(yàn)和閉環(huán)穩(wěn)定性試驗(yàn)[4-6]。開(kāi)環(huán)頻率響應(yīng)試驗(yàn)是通過(guò)飛控系統(tǒng)給操縱面施加一正弦掃頻信號(hào)，驅(qū)動(dòng)操縱面做正弦運(yùn)動(dòng)，測(cè)試飛控/機(jī)體系統(tǒng)的傳遞函數(shù)。而在進(jìn)行開(kāi)環(huán)頻率響應(yīng)試驗(yàn)時(shí)，同時(shí)在操縱面上布置加速度傳感器，并在掃頻的過(guò)程中采集操縱面的響應(yīng)信號(hào)，根據(jù)工作模態(tài)識(shí)別方法進(jìn)行操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)的識(shí)別，就可以獲得操縱面的旋轉(zhuǎn)模態(tài)，不受激振器的限制，同時(shí)也不存在激振器附加質(zhì)量和附加剛度的影響，施加的激振力也不是一個(gè)集中力，避免了大力下對(duì)操縱面局部的損傷。

本文介紹了基于飛機(jī)伺服彈性地面試驗(yàn)獲得操縱面旋轉(zhuǎn)頻率的測(cè)試方法，并以一飛機(jī)為對(duì)象進(jìn)行了應(yīng)用驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明，這種方法是可行的，具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

2 基于飛機(jī)伺服彈性試驗(yàn)的操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)測(cè)試原理

2.1 試驗(yàn)原理

基于飛機(jī)伺服彈性試驗(yàn)的操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)測(cè)試是在開(kāi)環(huán)頻率響應(yīng)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上進(jìn)行的，斷開(kāi)飛控系統(tǒng)中增穩(wěn)舵機(jī)和控制增穩(wěn)計(jì)算機(jī)的連接線，由外接信號(hào)發(fā)生器給增穩(wěn)舵機(jī)輸入正弦掃頻信號(hào)，此時(shí)操縱面就做正弦運(yùn)動(dòng)，測(cè)量控制增穩(wěn)計(jì)算機(jī)輸出端的速率陀螺輸出，同時(shí)測(cè)量操縱面上加速度響應(yīng)。采用工作模態(tài)的識(shí)別方法進(jìn)行模態(tài)識(shí)別和分離，具體原理見(jiàn)圖1。由于在開(kāi)環(huán)頻率響應(yīng)試驗(yàn)中也要求克服操縱面的非線性影響，幅值大小的確定應(yīng)能夠克服操縱面的非線性影響。

圖1 試驗(yàn)原理圖

2.2 基于操縱面響應(yīng)數(shù)據(jù)的模態(tài)參數(shù)識(shí)別

傳統(tǒng)的模態(tài)參數(shù)識(shí)別是建立在系統(tǒng)的輸入輸出都已知的基礎(chǔ)上的，在外界激勵(lì)未知的情況下，僅拾取實(shí)際工作狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)響應(yīng)來(lái)進(jìn)行結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)識(shí)別，即為工作模態(tài)分析OMA[7，8]。原理如下：

一個(gè)n自由度系統(tǒng)在白噪聲激勵(lì)下，結(jié)構(gòu)上i、j兩點(diǎn)響應(yīng)的互相關(guān)函數(shù)可表示為：

(1)

式中：Gjr為僅同測(cè)量點(diǎn)j和模態(tài)階數(shù)r有關(guān)的常數(shù)項(xiàng)；

θr為同模態(tài)階數(shù)r有關(guān)的相位角。

同時(shí)，脈沖響應(yīng)函數(shù)xij(t)可表示為：

(2)

將互相關(guān)函數(shù)Rij(T)的這一表達(dá)形式同脈沖響應(yīng)函數(shù)xij(t)比較，可以看出，二者形式相同，都能表示成衰減正弦函數(shù)的和，即每個(gè)衰減正弦都有一個(gè)自然頻率和阻尼比同結(jié)構(gòu)的各階模態(tài)相對(duì)應(yīng)，不同的只是常數(shù)項(xiàng)和相位角。因此，可以將結(jié)構(gòu)兩點(diǎn)間響應(yīng)的互相關(guān)函數(shù)Rij(T)代替脈沖響應(yīng)函數(shù)xij(t)，采用那些原本需要利用脈沖響應(yīng)函數(shù)的時(shí)域模態(tài)參數(shù)分析方法進(jìn)行未知激勵(lì)下的模態(tài)參數(shù)識(shí)別，或者對(duì)結(jié)構(gòu)兩點(diǎn)間響應(yīng)的互相關(guān)函數(shù)Rij(T)進(jìn)行傅里葉變換，得到結(jié)構(gòu)兩點(diǎn)間響應(yīng)互功率譜，替代頻響函數(shù)。

采用工作模態(tài)識(shí)別模態(tài)參數(shù)的過(guò)程先對(duì)響應(yīng)信號(hào)進(jìn)行采樣,在進(jìn)行多個(gè)測(cè)點(diǎn)的模態(tài)參數(shù)識(shí)別過(guò)程中，需要選取一個(gè)測(cè)量點(diǎn)作為參考點(diǎn)，一般選取響應(yīng)較小的測(cè)點(diǎn)作為參考點(diǎn)，計(jì)算其它測(cè)點(diǎn)與該參考點(diǎn)的互相關(guān)函數(shù)(或者互功率譜)，將計(jì)算的互相關(guān)函數(shù)作為脈沖響應(yīng)函數(shù)(頻率響應(yīng)函數(shù)),利用傳統(tǒng)的時(shí)域(頻域)模態(tài)識(shí)別方法進(jìn)行工作模態(tài)參數(shù)識(shí)別[9，10]。

3 應(yīng)用驗(yàn)證

本次應(yīng)用驗(yàn)證是在某型飛機(jī)上進(jìn)行的。在飛機(jī)上進(jìn)行伺服彈性地面試驗(yàn)時(shí)，給飛機(jī)的每個(gè)操縱面上布置4個(gè)加速度傳感器，機(jī)身和翼面上各布置2個(gè)加速度傳感器。根據(jù)開(kāi)環(huán)頻率響應(yīng)試驗(yàn)原理，將控制增穩(wěn)計(jì)算機(jī)和增穩(wěn)舵機(jī)斷開(kāi)，然后給增穩(wěn)舵機(jī)俯仰回路施加一正弦掃頻信號(hào)，驅(qū)動(dòng)升降舵做正弦運(yùn)動(dòng)。力的幅值通過(guò)試驗(yàn)確定，確保能夠克服間隙等非線性的影響，通過(guò)采集器采集到升降舵上的響應(yīng)信號(hào)的時(shí)間歷程，時(shí)間歷程曲線如圖2所示。通過(guò)對(duì)時(shí)域數(shù)據(jù)的觀察，選取機(jī)身上的響應(yīng)信號(hào)作為參考點(diǎn)，與采集到的升降舵上加速度時(shí)域數(shù)據(jù)進(jìn)行互功率譜函數(shù)的計(jì)算，圖3為互功率譜曲線。

圖3 互功率譜曲線

圖2 升降舵上的時(shí)間響應(yīng)歷程

利用得到的互功率譜函數(shù)作為頻響函數(shù)，利用傳統(tǒng)的基于頻響函數(shù)的模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法進(jìn)行基于響應(yīng)信號(hào)的工作模態(tài)參數(shù)識(shí)別。最終得到左升降舵的旋轉(zhuǎn)模態(tài)頻率為9.5Hz，右升降舵的旋轉(zhuǎn)模態(tài)頻率為9.75Hz。在地面振動(dòng)試驗(yàn)中，通過(guò)變力得到的左升降舵旋轉(zhuǎn)頻率為9.91Hz，右升降舵旋轉(zhuǎn)頻率為10.02Hz。從兩種方法得到的結(jié)果看，誤差還是較小的。

4 結(jié)束語(yǔ)

基于伺服彈性地面試驗(yàn)獲得的操縱面旋轉(zhuǎn)模態(tài)和地面振動(dòng)試驗(yàn)中通過(guò)變力得到的操縱面旋轉(zhuǎn)頻率誤差較小，地面振動(dòng)試驗(yàn)得到的旋轉(zhuǎn)頻率偏大，可能是由于激振器的附加剛度造成的。試驗(yàn)結(jié)果表明，該方法是合理可行的，對(duì)操縱面小且輕的導(dǎo)彈尤其適用，可以減少激振器附加剛度和附加質(zhì)量的影響，避免力過(guò)大引起的操縱面損壞，對(duì)于提高操縱面旋轉(zhuǎn)頻率的測(cè)試精度具有一定的工程意義。