航天結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的工程實(shí)踐與思考

榮克林

(北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京 100076)

0 引言

火箭導(dǎo)彈等航天飛行器，在發(fā)射飛行過(guò)程中受到發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、釋放、氣動(dòng)載荷、分離、關(guān)機(jī)等動(dòng)力學(xué)載荷環(huán)境的作用，從而激起結(jié)構(gòu)的彈性振動(dòng)。對(duì)于動(dòng)特性的了解與掌握，是航天飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析、控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、穩(wěn)定性分析的基礎(chǔ)。20 世紀(jì)60 年代，我國(guó)第一代火箭首發(fā)飛行就是由于忽略了結(jié)構(gòu)彈性，從而引起控制系統(tǒng)失穩(wěn)而失利。自此將全彈箭模態(tài)試驗(yàn)視為型號(hào)研制的標(biāo)志性試驗(yàn)，動(dòng)特性試驗(yàn)重要價(jià)值已經(jīng)在過(guò)去發(fā)射的成敗中得到證明。

本文結(jié)合國(guó)內(nèi)航天飛行器裝備研制經(jīng)歷，對(duì)結(jié)構(gòu)動(dòng)特性試驗(yàn)中產(chǎn)品狀態(tài)、邊界條件、激振方法、測(cè)點(diǎn)要求、阻尼獲取等工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行了系統(tǒng)的總結(jié)說(shuō)明，以期為航天裝備結(jié)構(gòu)動(dòng)特性試驗(yàn)的基線與剪裁提供參考。

1 整彈箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的作用

1.1 整彈箭模態(tài)-為姿控穩(wěn)定性分析和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供依據(jù)

彈箭等航天飛行器在飛行過(guò)程中受到風(fēng)和湍流、推力瞬變、氣動(dòng)、機(jī)動(dòng)、釋放、分離、關(guān)機(jī)等載荷作用下會(huì)激起結(jié)構(gòu)的彈性振動(dòng)，一階模態(tài)變形如圖1 所示，結(jié)構(gòu)變形導(dǎo)致控制傳感器（姿態(tài)敏感單元）的測(cè)量值與理論剛體假設(shè)的方向（理論軸向）存在差異。同時(shí)，結(jié)構(gòu)的某階模態(tài)變形會(huì)存在蒙皮“褶皺”或彈體截面非平面運(yùn)動(dòng)，使姿態(tài)敏感單元安裝處的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生局部變形，形成控制傳感器附加角度，產(chǎn)生感受誤差，這就是著名的局部斜率問(wèn)題[1]，如圖1、圖2 所示。

圖1 理想運(yùn)載火箭彎曲模態(tài)振型Fig.1 Ideal launch vehicle bending mode vibration mode

圖2 控制陀螺安裝處局部變形示意圖Fig.2 Schematic diagram of local deformation at the installation site of the control gyroscope

飛行器上控制傳感器感受到的信號(hào)輸入到控制系統(tǒng)，使得結(jié)構(gòu)成為控制系統(tǒng)的一部分，如果控制系統(tǒng)考慮不充分，結(jié)構(gòu)有可能表現(xiàn)為控制發(fā)散，導(dǎo)致飛行失敗。結(jié)構(gòu)的彈性運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生虛假的信號(hào)，控制作動(dòng)器動(dòng)作又會(huì)產(chǎn)生錯(cuò)誤激勵(lì)，因而形成了耦合振動(dòng)，進(jìn)行這種耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)，需要對(duì)結(jié)構(gòu)的特性進(jìn)行充分、精確的數(shù)學(xué)建模。此外，飛行器結(jié)構(gòu)的阻尼特性也是穩(wěn)定性的重要參數(shù)，一般只能從實(shí)物模態(tài)試驗(yàn)中獲得，因而飛行器模態(tài)試驗(yàn)是重要的試驗(yàn)，試驗(yàn)的目的如下：

1)為控制系統(tǒng)構(gòu)建飛行器剛-彈性體動(dòng)力學(xué)模型提供參數(shù)。參數(shù)包括結(jié)構(gòu)模態(tài)頻率、振型、阻尼特性、模態(tài)質(zhì)量、控制傳感器安裝處斜率、操控執(zhí)行單元安裝位置的局部斜率等，振型主要包括整體模態(tài)、分支模態(tài)、以及姿態(tài)傳感器位置局部變形等。

2）基于模態(tài)試驗(yàn)開(kāi)展速率陀螺選位。彈箭振動(dòng)與控制的數(shù)學(xué)模型往往是梁模型表示，而實(shí)際上是三維結(jié)構(gòu)，飛行器橫截面并不完全符合梁的平面假設(shè)，彈體在變形時(shí)會(huì)產(chǎn)生彈箭壁的局部變形（如圖2 所示）。尤其在剛度變化較大處或振型曲率較大處，這種現(xiàn)象更加突出。從而導(dǎo)致了安裝在壁上速率陀螺位置的變形與中性軸并不重合，產(chǎn)生測(cè)量誤差，這種現(xiàn)象稱之為局部剛度問(wèn)題或局部斜率問(wèn)題。工程上需要基于模態(tài)試驗(yàn)進(jìn)行速率陀螺的選位工作，選擇局部斜率小的位置安裝速率陀螺。在全彈箭模態(tài)試驗(yàn)中實(shí)際多位置斜率測(cè)量，評(píng)估并確定速率陀螺的安裝位置。

3）為飛行器伺服彈性穩(wěn)定性分析與驗(yàn)證提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。對(duì)于氣動(dòng)控制面控制的飛行器，隨著控制帶寬和傳感器敏感頻率越來(lái)越高，整飛行器的伺服彈性振動(dòng)問(wèn)題越來(lái)越多。這種問(wèn)題涉及結(jié)構(gòu)整體模態(tài)、氣動(dòng)操縱面模態(tài)、伺服安裝位置剛度、控制傳感器支架模態(tài)或局部變形、控制傳遞函數(shù)、傳感器頻響、伺服操控執(zhí)行單元傳遞函數(shù)、干擾力作用位置等因素，需要進(jìn)行開(kāi)環(huán)傳遞函數(shù)測(cè)試試驗(yàn)，以得出各個(gè)系統(tǒng)的傳遞函數(shù)曲線，驗(yàn)證設(shè)計(jì)參數(shù)；也需要進(jìn)行閉環(huán)穩(wěn)定性試驗(yàn)，在模擬激勵(lì)情況下驗(yàn)證飛行器整體穩(wěn)定性裕度。伺服彈性試驗(yàn)的基礎(chǔ)是結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)，需要全彈箭、舵面、控制傳感器安裝結(jié)構(gòu)的模態(tài)頻率、振型和阻尼等參數(shù)。由于氣動(dòng)操縱面和伺服系統(tǒng)存在間隙非線性、伺服作動(dòng)非線性，在模態(tài)試驗(yàn)中還需要得出各種載荷狀態(tài)下的模態(tài)參數(shù)。

1.2 部組件模態(tài)-為部件結(jié)構(gòu)的不穩(wěn)定振動(dòng)分析提供依據(jù)

彈箭系統(tǒng)還存在其他與動(dòng)力學(xué)特性相關(guān)的飛行不穩(wěn)定性和動(dòng)態(tài)載荷，如輸送管路液體脈動(dòng)通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)推力與彈箭結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合產(chǎn)生的POGO振動(dòng)發(fā)散，氣動(dòng)力與結(jié)構(gòu)耦合產(chǎn)生的翼面及操縱面顫振、壁板顫振、桿系顫振、渦輪葉片顫振，貯箱液體晃動(dòng)力對(duì)飛行器產(chǎn)生的控制不穩(wěn)定，輸送管路液體脈動(dòng)壓力產(chǎn)生的發(fā)動(dòng)機(jī)推力振蕩，貯箱液體與箱壁結(jié)構(gòu)剛度耦合產(chǎn)生的脈動(dòng)壓力載荷，聲腔模態(tài)和燃燒相互作用產(chǎn)生的發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒振蕩，管路液體模態(tài)和閥門振子耦合形成的壓力振蕩（嘯叫），降落系統(tǒng)輪子旋轉(zhuǎn)和擺振，高速運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的摩擦副震蕩等等，這些不穩(wěn)定性都與結(jié)構(gòu)模態(tài)或介質(zhì)模態(tài)有關(guān)，結(jié)構(gòu)或介質(zhì)模態(tài)與激勵(lì)能量相互耦合、互相影響導(dǎo)致振動(dòng)（或脈動(dòng)）的持續(xù)發(fā)散，在某些情況下這種不穩(wěn)定是災(zāi)難性的或不可接受的。工程上需要穩(wěn)定性分析來(lái)判定系統(tǒng)的穩(wěn)定性，并分析發(fā)散載荷是否在允許的載荷范圍內(nèi)，且循環(huán)次數(shù)可以接受[2]。模態(tài)試驗(yàn)是穩(wěn)定性分析基本數(shù)據(jù)的獲取手段。

1）為POGO 穩(wěn)定性分析提供基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)和輸送管液體的模態(tài)數(shù)據(jù)[3]。POGO 振動(dòng)是液體火箭飛行器特殊的一種耦合振動(dòng)形式，是指箭結(jié)構(gòu)、輸送管內(nèi)液體的模態(tài)頻率通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)推力之間建立的一種耦合振動(dòng)，一般在火箭飛行燃料消耗的某些時(shí)段（通常末秒時(shí)段），形成逐漸發(fā)散振動(dòng)和極限環(huán)鎖定的振動(dòng)，有時(shí)這些振動(dòng)載荷會(huì)形成結(jié)構(gòu)破壞（如土星5），或引起宇航員的嚴(yán)重不適。POGO 振動(dòng)與彈體縱向模態(tài)、局部機(jī)架、發(fā)動(dòng)機(jī)泵、箱底等結(jié)構(gòu)模態(tài)有關(guān)，也與輸送管液體模態(tài)有關(guān)[4-6]。但如果飛行器比較復(fù)雜，像美國(guó)航天飛機(jī)背負(fù)式構(gòu)型，橫向模態(tài)也會(huì)激勵(lì)出管路的液體模態(tài)。新研火箭都需要通過(guò)結(jié)構(gòu)-液體-發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的開(kāi)環(huán)或閉環(huán)穩(wěn)定性分析完成評(píng)估，以確定或修改設(shè)計(jì)。為解決火箭POGO 問(wèn)題，縱向模態(tài)試驗(yàn)和管路液體模態(tài)試驗(yàn)是必須進(jìn)行的試驗(yàn)。建議在全箭模態(tài)試驗(yàn)中即要完成結(jié)構(gòu)縱向模態(tài)測(cè)試，以供分析模型修正使用，又要完成管路液體模態(tài)測(cè)試，以識(shí)別分析方程需要的管壁柔度。若燃料液體不能在全箭模態(tài)試驗(yàn)中使用，需要單獨(dú)進(jìn)行管路液體模態(tài)試驗(yàn)。

2）為氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合分析提供結(jié)構(gòu)模態(tài)基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合存在經(jīng)典顫振、失速顫振、抖振、壁板顫振等多種形式，不同形式的振動(dòng)耦合機(jī)理并不相同，但是總體上可分為強(qiáng)迫振動(dòng)和自激振動(dòng)兩大類。經(jīng)典顫振、失速顫振、抖振等分析驗(yàn)證需要翼舵結(jié)構(gòu)的模態(tài)數(shù)據(jù)。飛行器都是蒙皮加筋結(jié)構(gòu)，壁板結(jié)構(gòu)顫振也是必需考慮的設(shè)計(jì)因素，需要開(kāi)展壁板結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)。此外，火箭頭部桿系在氣動(dòng)作用下也會(huì)振動(dòng)發(fā)散問(wèn)題，此類桿系結(jié)構(gòu)也需通過(guò)模態(tài)試驗(yàn)驗(yàn)證其氣動(dòng)不穩(wěn)定性。

3）腔體模態(tài)特性測(cè)試是解決液（固）發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒振蕩，氣體管路壓力振蕩等問(wèn)題的基礎(chǔ)工作。不管液態(tài)或氣態(tài)物質(zhì)在腔體中都存在模態(tài)特性，具有頻率、振型、阻尼特征，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室腔體內(nèi)的擾動(dòng)源如噴嘴、燃燒等都有可能與介質(zhì)的壓力脈動(dòng)模態(tài)特性耦合，產(chǎn)生互相影響、互相增強(qiáng)的作用，從而形成發(fā)散振蕩效應(yīng)，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)過(guò)大或熱交換失穩(wěn)燒穿破壞。同樣，管路流動(dòng)介質(zhì)（如氣體、液體）的壓力脈動(dòng)與閥芯固有頻率也都有耦合作用，在一定條件下出現(xiàn)發(fā)散效應(yīng)，導(dǎo)致管路結(jié)構(gòu)或閥膜片破壞。往往腔體介質(zhì)的模態(tài)參數(shù)是解決這類問(wèn)題的基本需求，從經(jīng)驗(yàn)來(lái)看，改變介質(zhì)頻率和增加腔體介質(zhì)阻尼是一條有效技術(shù)途徑。

1.3 為動(dòng)力學(xué)載荷分析提供模型修正提供依據(jù)

彈箭等飛行器在壽命周期內(nèi)遇到動(dòng)態(tài)外載荷激勵(lì)，包含運(yùn)輸，飛行氣動(dòng)，空泡潰滅，起飛沖擊，分離釋放沖擊、發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)等外部激勵(lì)，還有部組件、支架、管路、儀器機(jī)殼和線路板等部件受到的機(jī)械振動(dòng)激勵(lì)等，都會(huì)影響到結(jié)構(gòu)的動(dòng)強(qiáng)度或者壽命，由于航天結(jié)構(gòu)的輕薄性，進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)的載荷分析和壽命預(yù)計(jì)是航天飛行器必須的設(shè)計(jì)歷程。而結(jié)構(gòu)的模態(tài)試驗(yàn)是驗(yàn)證和修正動(dòng)力學(xué)模型的重要手段，動(dòng)力學(xué)模型一方面可以完成地面試驗(yàn)無(wú)法進(jìn)行模擬狀態(tài)（如各種飛行燃料消耗秒狀態(tài)）的模態(tài)數(shù)據(jù)分析，提供相應(yīng)參數(shù)給控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)；另一方面，完成各種載荷作用下的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)變形響應(yīng)和結(jié)構(gòu)內(nèi)載荷預(yù)示，同時(shí)在一定條件下還可用于結(jié)構(gòu)外載荷識(shí)別，為彈性振動(dòng)載荷設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)評(píng)估提供支撐。

此外，建立動(dòng)力學(xué)響應(yīng)模型，分析結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)內(nèi)載荷，評(píng)估強(qiáng)度裕度是航天飛行器整體和部件設(shè)計(jì)的重要工作。這種動(dòng)力學(xué)響應(yīng)模型基于載荷與強(qiáng)度概念，不但需要位移響應(yīng)的準(zhǔn)確性，還需要?jiǎng)偠群蛻?yīng)變響應(yīng)的準(zhǔn)確性，涉及到頻率、振型、阻尼、應(yīng)變、模態(tài)彎矩、廣義質(zhì)量、廣義剛度等問(wèn)題，必須走計(jì)算分析與試驗(yàn)相結(jié)合的路徑，依靠典型試驗(yàn)給出實(shí)際的目標(biāo)結(jié)果，依靠模型修正給出靈敏度分析和修正的模型，以實(shí)現(xiàn)難以真實(shí)狀態(tài)的分析。例如，如果以截面彎矩載荷分析為目的，在試驗(yàn)中不但提供常規(guī)的頻率、阻尼、振型和斜率，還需要獲取模態(tài)質(zhì)量和模態(tài)彎矩的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，用于修正有限元模型。

1.4 為部件頻率管理設(shè)計(jì)提供依據(jù)

由于彈箭的輕量化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，現(xiàn)在對(duì)一些主體結(jié)構(gòu)、部段、支架、組件等提出了頻率要求，從而進(jìn)行頻率管理，避免頻率的耦合產(chǎn)生共振，保證力學(xué)環(huán)境下的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)健壯性。實(shí)際上，在產(chǎn)品研制過(guò)程中，動(dòng)力學(xué)環(huán)境研制試驗(yàn)是一種“在裝備研制時(shí)盡早開(kāi)展并持續(xù)到設(shè)計(jì)成功[7]”的試驗(yàn)，其中部件的頻率和振型是重要分析和判斷的依據(jù)。在頻率管理中，總體主結(jié)構(gòu)、部件、組件、部件等各個(gè)層級(jí)結(jié)構(gòu)的頻率要求盡量避開(kāi)，例如儀器支架、儀器殼體、線路板的“頻率集”要進(jìn)入管理范圍；姿態(tài)敏感單元支架（板）和姿態(tài)敏感單元本體、閥芯與閥體安裝、伺服機(jī)構(gòu)與支撐結(jié)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)與整彈箭、管路與外激勵(lì)及安裝結(jié)構(gòu)、貯箱與支撐結(jié)構(gòu)、分支結(jié)構(gòu)與整彈箭等頻率都有管理的需求。因此，搞清楚各個(gè)層次結(jié)構(gòu)之間的頻率關(guān)系，避開(kāi)層次間結(jié)構(gòu)的頻率重合是動(dòng)力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)追求的目標(biāo)。這類的模態(tài)試驗(yàn)可以多種多樣，可以采用敲擊和激振器激勵(lì)方法，也可以采用振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)方法，如系統(tǒng)級(jí)基礎(chǔ)激勵(lì)振動(dòng)試驗(yàn)和行波管噪聲試驗(yàn)方法，在振動(dòng)輸入路徑相對(duì)接近真實(shí)的情況下，系統(tǒng)級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)得出的模態(tài)參數(shù)和放大倍數(shù)相對(duì)合理些，可以聚焦實(shí)際過(guò)程中可以激發(fā)的主要模態(tài)。試驗(yàn)得出的頻率、阻尼與振型是動(dòng)力學(xué)響應(yīng)及強(qiáng)度分析的基礎(chǔ)參數(shù)，得出的頻率集是管理的依據(jù)，且這些模態(tài)參數(shù)在研制試驗(yàn)中不斷迭代修改完善，直至產(chǎn)品的定型。

1.5 為飛行器的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)提供基礎(chǔ)參數(shù)

隨著飛行器輕型化，剛度設(shè)計(jì)越來(lái)越凸顯重要，從避免顫振的舵（翼）面剛度設(shè)計(jì)，發(fā)展到舵軸、伺服、伺服安裝處的剛度設(shè)計(jì)。從彈箭整體模態(tài)參數(shù)要求，發(fā)展到連接結(jié)構(gòu)剛度設(shè)計(jì)、分支結(jié)構(gòu)剛度匹配等技術(shù)需求。從控制系統(tǒng)需求的飛行彈性位移控制，發(fā)展到動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的載荷設(shè)計(jì)以及動(dòng)強(qiáng)度壽命設(shè)計(jì)。這些新發(fā)展使得模態(tài)試驗(yàn)是動(dòng)力學(xué)指標(biāo)驗(yàn)證、剛度識(shí)別、靈敏度分析、頻率管理、穩(wěn)健性控制、結(jié)構(gòu)修改等技術(shù)實(shí)現(xiàn)的重要手段。如為避免過(guò)大的振動(dòng)慣性力，有意減弱某過(guò)度段剛度，改變模態(tài)振型；為提高舵的扭轉(zhuǎn)頻率，必須了解頻率產(chǎn)生的原因；由于飛行器的輕薄性，經(jīng)常出現(xiàn)舵機(jī)安裝處結(jié)構(gòu)剛度使得頻率較低的問(wèn)題，從而需要在設(shè)計(jì)之初提出安裝剛度指標(biāo)；為避免舵面、蒙皮顫振，需要結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)分析計(jì)算和試驗(yàn)參數(shù)獲取，從而調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)頻率、阻尼和耦合振型等。

2 航天彈箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)

2.1 全箭彈模態(tài)試驗(yàn)

全彈箭動(dòng)特性關(guān)系到控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)、全彈箭動(dòng)響應(yīng)和動(dòng)載荷模型，在計(jì)算模型沒(méi)有充分把握情況下，工程研制階段必須開(kāi)展全彈箭模態(tài)試驗(yàn)，以提供正確的參數(shù)修正模型。

2.1.1總體要求

1）全彈箭模態(tài)試驗(yàn)沒(méi)有整體模態(tài)和局部模態(tài)的概念，總的原則是：能夠引起姿態(tài)敏感單元響應(yīng)的、引起操控執(zhí)行單元參與的振動(dòng)模態(tài)都必須獲取。不但需要測(cè)量整體模態(tài)，其他模態(tài)如以舵面、分支結(jié)構(gòu)、噴管、帶減震器的大質(zhì)量等為主的振動(dòng)模態(tài)也必須測(cè)量。這些所謂的局部振動(dòng)有時(shí)會(huì)使彈箭體產(chǎn)生平衡振動(dòng)，從而使姿態(tài)敏感單元感知，多個(gè)事例表明忽略這種振動(dòng)模態(tài)可能產(chǎn)生災(zāi)難性后果。

2）全彈箭模態(tài)試驗(yàn)必須建立有限元模型。姿態(tài)敏感單元能夠感知的模態(tài)必須在有限元模型里體現(xiàn)出來(lái)，視需要可采用梁模型、梁+三維艙段模型、三維模型等，如果需要反映姿態(tài)敏感單元安裝處結(jié)構(gòu)是否存在“褶皺”局部運(yùn)動(dòng)（局部斜率），則姿態(tài)敏感單元安裝艙段必須使用三維模型，這一點(diǎn)將姿態(tài)敏感單元安裝于艙壁上、甚至裝于錐艙壁上的飛行器要格外注意。

3）全彈箭模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果和計(jì)算結(jié)果需要進(jìn)行正交性檢查。隨著飛行器分支結(jié)構(gòu)越來(lái)越復(fù)雜，試驗(yàn)和計(jì)算都有丟漏模態(tài)的現(xiàn)象，需要進(jìn)行試驗(yàn)數(shù)據(jù)與計(jì)算數(shù)據(jù)的正交性檢驗(yàn)，以判斷是否丟漏模態(tài)。同時(shí)，質(zhì)量歸一化的模態(tài)振型（正交基）在重構(gòu)廣義坐標(biāo)動(dòng)力學(xué)模型時(shí)有著較大優(yōu)勢(shì)。

2.1.2產(chǎn)品狀態(tài)

1）參試產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)剛度和質(zhì)量分布需要真實(shí)。在全彈箭模態(tài)試驗(yàn)各個(gè)端面連接剛度、尤其是大質(zhì)量分支結(jié)構(gòu)的連接對(duì)模態(tài)數(shù)據(jù)影響最大，所以連接螺栓、力矩、擰緊次序須與真實(shí)狀態(tài)一致。

2）由于彈箭燃料隨飛行時(shí)間不斷消耗，不同秒狀態(tài)的質(zhì)量不同，液體火箭需要進(jìn)行多個(gè)秒狀態(tài)（即不同液位高度）的模態(tài)試驗(yàn)，以修正有限元模型?；鸺馁A箱是主要傳力結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)時(shí)需要模擬氣枕壓力；固體的火箭需要發(fā)動(dòng)機(jī)零秒（滿藥）和末秒（空藥）的模態(tài)試驗(yàn)，零秒到末秒之間的頻率變化只能依靠計(jì)算解決。

3）液體發(fā)動(dòng)機(jī)或固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、伺服機(jī)構(gòu)以及連接剛度需要真實(shí)。只有在評(píng)估認(rèn)為伺服機(jī)構(gòu)導(dǎo)致的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)頻率高于全彈箭所需要的頻率很多時(shí)，方可以使用拉桿代替伺服機(jī)構(gòu)。

4）彈箭內(nèi)分支結(jié)構(gòu)、大質(zhì)量貯箱的質(zhì)量和連接剛度也需要與真實(shí)狀態(tài)一致。使用減震器且質(zhì)量較大部件，必須使用真實(shí)的減震器，質(zhì)量參與評(píng)定視質(zhì)量-連接系統(tǒng)的局部頻率是否高于全彈箭所需的頻率較多，必要時(shí)用有限元仿真進(jìn)行評(píng)估。彈箭內(nèi)一些較小的設(shè)備可以放松要求，只要質(zhì)量模擬即可。

5）以翼、舵進(jìn)行飛行控制的飛行器，其翼舵模態(tài)可以影響到整體飛行器振動(dòng)，特別是滾轉(zhuǎn)方向（圖3）的模態(tài)有時(shí)會(huì)被忽視，從而引起伺服彈性振動(dòng)發(fā)散導(dǎo)致飛行失敗。所以地面試驗(yàn)時(shí)翼和舵結(jié)構(gòu)的狀態(tài)必須真實(shí)，包括伺服系統(tǒng)本身和安裝狀態(tài)。由于舵軸系的間隙非線性，有時(shí)需要考慮用模擬壓心處的合外力方法消除軸系間隙影響，以達(dá)到飛行時(shí)的非線性狀態(tài)（當(dāng)進(jìn)行全飛行器的伺服彈性試驗(yàn)時(shí)，這點(diǎn)尤其重要）。再次申明的是：不能認(rèn)為舵和小尺寸翼的模態(tài)是局部頻率，而與全彈箭無(wú)關(guān)。進(jìn)行全彈箭模態(tài)試驗(yàn)時(shí)，必須規(guī)劃有激勵(lì)舵（翼）測(cè)量全彈箭振型的試驗(yàn)狀態(tài)，以防遺落關(guān)鍵的模態(tài)，如果存在燃?xì)舛?，由于是擾動(dòng)源，則更應(yīng)該成為模態(tài)試驗(yàn)的激勵(lì)位置，往往這種模態(tài)是全彈箭飛行伺服彈性發(fā)散的最主要因素。

圖3 導(dǎo)致飛行失利的兩次滾轉(zhuǎn)發(fā)散模態(tài)振型-翼（舵）與箭體的滾動(dòng)方向相反Fig.3 The two divergent modes of rolling causing flight failure -the wing (rudder) and the rolling direction of the arrow body are opposite

2.1.3測(cè)點(diǎn)要求

全彈箭模態(tài)試驗(yàn)屬于最為接近實(shí)際情況的動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)，可以完成多種試驗(yàn)?zāi)康?，依?jù)不同目的需要不同測(cè)點(diǎn)布置，主要要求如下

1）彈箭軸向測(cè)點(diǎn)布置能夠全面反映結(jié)構(gòu)振動(dòng)的振型，以試驗(yàn)所需要的最高階模態(tài)振型描述為準(zhǔn)。一般包括有：梁模型、梁+分支梁模型、梁+面模型、梁+三維錐艙模型等，特別指出的是如果姿態(tài)敏感單元安裝在錐艙壁面上時(shí)，極容易受到錐艙壁面翹曲影響，產(chǎn)生局部變形位移，既局部斜率問(wèn)題，這時(shí)的錐艙按三維殼模型看待，模態(tài)試驗(yàn)測(cè)量時(shí)也需要按三維幾何形狀布置測(cè)點(diǎn)。

2）梁式對(duì)稱體彈箭結(jié)構(gòu)每階模態(tài)存在兩個(gè)同振型模態(tài)，分別處于正交的兩個(gè)平面象限內(nèi)（多數(shù)不與物理象限重合），稱之為某階模態(tài)的主振方向。模態(tài)試驗(yàn)時(shí)，首先要確定這兩個(gè)正交平面，但是注意由于各艙段連接剛度突變和質(zhì)量不對(duì)稱，可能存在著頭、尾主振方向不同現(xiàn)象。

3）彈箭模態(tài)試驗(yàn)時(shí)沿軸向可以看成梁式結(jié)構(gòu)，但是沿環(huán)向不能看成剛體平面變形的結(jié)構(gòu)，由于蒙皮薄，有時(shí)會(huì)在主振方向產(chǎn)生“褶皺”，推薦在與主激勵(lì)方向90 在位置切向進(jìn)行測(cè)量。

4）模態(tài)試驗(yàn)時(shí)，彈箭內(nèi)姿態(tài)敏感單元安裝板或支架不但需要安裝陀螺，還需要安裝較多的加速度測(cè)點(diǎn)，以能夠描述姿態(tài)敏感單元安裝板或支架的變形為準(zhǔn)。這是因?yàn)槿珡椉裥瓦\(yùn)動(dòng)時(shí)有可能使姿態(tài)敏感單元安裝處結(jié)構(gòu)局部產(chǎn)生“局部變形”，從而影響到姿態(tài)敏感單元運(yùn)動(dòng)基準(zhǔn)，了解安裝基礎(chǔ)的變形是理解局部斜率和結(jié)構(gòu)修改的主要依據(jù)。姿態(tài)敏感單元經(jīng)常裝有減震器，最好在減震后的姿態(tài)敏感單元本體上也安裝加速度測(cè)點(diǎn)和陀螺，按剛體六自由度運(yùn)動(dòng)體看待，加速度測(cè)點(diǎn)識(shí)別的振型值也可用于計(jì)算局部斜率。

5）尤其是在速率陀螺安裝壁面和支架上也需要密集布置測(cè)量點(diǎn)，以發(fā)現(xiàn)各階模態(tài)振型下的蒙皮“褶皺”或支架隨動(dòng)位移。有時(shí)噪聲激勵(lì)下的彈性艙壁高頻模態(tài)角運(yùn)動(dòng)是至關(guān)重要的陀螺輸出誤差來(lái)源。

6）彈箭內(nèi)部分支結(jié)構(gòu)，包括有效載荷、井字梁、大質(zhì)量貯箱、大質(zhì)量設(shè)備、噴管、大型伺服機(jī)構(gòu)等都需要進(jìn)行測(cè)點(diǎn)布置。這主要由于大質(zhì)量或分支結(jié)構(gòu)的局部模態(tài)在振動(dòng)時(shí)，飛行器會(huì)出現(xiàn)與相鄰整體模態(tài)接近形狀的振型，譬如每個(gè)主振方向出現(xiàn)兩個(gè)一階（或二階）振型，如果不測(cè)量分支結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)，將難以分辨模態(tài)性質(zhì)，正交檢查也會(huì)出現(xiàn)問(wèn)題。

7）如果全彈箭模態(tài)試驗(yàn)的目的是用于修正動(dòng)力學(xué)載荷模型，需要測(cè)量模態(tài)彎矩，最好的方法是在重要的艙段布置，構(gòu)成彎矩測(cè)量應(yīng)變橋路，識(shí)別出每階模態(tài)的模態(tài)彎矩。彎矩測(cè)量的艙段必須進(jìn)行靜力標(biāo)定，即施加多方向靜態(tài)彎矩載荷，得出應(yīng)變橋路與主要振動(dòng)方向彎矩載荷靈敏度矩陣[8-10]。如果將彈箭看作梁模型，往往用位移振型來(lái)修正有限元模型，但是由于彈箭環(huán)向剛度弱、且剛度不十分均勻，剛度弱處還需要角剛度表示（該處模態(tài)試驗(yàn)時(shí)需要測(cè)量角位移振型），與一般平面假設(shè)歐拉梁和考慮剪應(yīng)變的鐵摩辛柯梁還有一定的區(qū)別，建議采用模態(tài)彎矩作為修正目標(biāo)，這樣更加直接。另外，用于動(dòng)力學(xué)內(nèi)載荷響應(yīng)計(jì)算的梁模型對(duì)模態(tài)質(zhì)量和模態(tài)剛度要求比較嚴(yán)格，迫切需要試驗(yàn)數(shù)據(jù)的修正，因而三維模型向一維（或混合）模型縮聚技術(shù)和模型修正技術(shù)應(yīng)該是發(fā)展的方向。曾經(jīng)發(fā)生過(guò)三階模態(tài)數(shù)據(jù)修正幾百個(gè)模態(tài)，導(dǎo)致了動(dòng)態(tài)載荷計(jì)算結(jié)果不準(zhǔn)。

2.1.4試驗(yàn)激勵(lì)方法要求

全彈箭模態(tài)試驗(yàn)的激勵(lì)方法也是比較重要的，涉及到丟漏模態(tài)、阻尼識(shí)別等，具體要求如下

1）試驗(yàn)方法選擇。全彈箭模態(tài)試驗(yàn)激勵(lì)適合多輸入多輸出的隨機(jī)激勵(lì)頻響函數(shù)方法，這種方法將多個(gè)激振器在彈箭體多位置、多方向激勵(lì)，求得MIMO 頻響函數(shù)，從而識(shí)別模態(tài)參數(shù)。這種方法好處是力激勵(lì)均勻，避免為激起全彈箭響應(yīng)而引起局部激勵(lì)過(guò)大的缺陷。正弦調(diào)諧方法是利用多個(gè)激振器，通過(guò)調(diào)節(jié)各個(gè)激振力的幅值和相位，抵消（盡可能抵消）結(jié)構(gòu)的模態(tài)阻尼，使結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單頻共振狀態(tài)，從而獲得結(jié)構(gòu)的固有頻率和振型。這時(shí)方法的特點(diǎn)是直觀、精度較高、無(wú)數(shù)學(xué)識(shí)別誤差，當(dāng)出現(xiàn)臨近模態(tài)或重根模態(tài)時(shí)，可以用調(diào)節(jié)激振器相位方法分離模態(tài)，尤其是形成共振振型后，可便利開(kāi)展斜率測(cè)量、陀螺選位等工作。這種方法的模態(tài)阻尼也是通過(guò)頻響函數(shù)參數(shù)識(shí)別方法獲得。但這種方法的缺點(diǎn)是需要試驗(yàn)人員具有較豐富經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)水平。

2）激勵(lì)點(diǎn)選擇。激勵(lì)點(diǎn)一般選擇在各階模態(tài)振型較大且易激發(fā)模態(tài)的位置，同時(shí)也要考慮在飛行或運(yùn)行時(shí)的外激勵(lì)作用位置，如頭部、尾部、分支結(jié)構(gòu)懸臂遠(yuǎn)端、翼舵尖點(diǎn)及氣動(dòng)擾動(dòng)處、氣動(dòng)壓心、發(fā)動(dòng)機(jī)噴管等。特別指出的是全箭模態(tài)試驗(yàn)時(shí)一定將激勵(lì)舵翼作為試驗(yàn)的重要工況，否則極易漏掉重要翼舵系統(tǒng)的滾轉(zhuǎn)模態(tài)。由于擺動(dòng)噴管往往是激勵(lì)力的源頭，也應(yīng)該激勵(lì)噴管作為一種試驗(yàn)工況。為了滿足箭體內(nèi)部分支結(jié)構(gòu)的激勵(lì)，宜發(fā)展固連在結(jié)構(gòu)上附加質(zhì)量不大的激勵(lì)裝置。所有激勵(lì)模式歸結(jié)一個(gè)目標(biāo)：將姿態(tài)敏感單元安裝處線（角）振動(dòng)頻響函數(shù)共振峰全部找出來(lái)，當(dāng)然指控制頻率范圍內(nèi)的模態(tài)。

3）激振力幅值選擇。隨著火箭的規(guī)模增大，其非線性越來(lái)越嚴(yán)重，往往隨振動(dòng)量級(jí)加大呈現(xiàn)頻率下降、阻尼增大的現(xiàn)象。主要由于過(guò)小的激振力試驗(yàn)時(shí)，結(jié)構(gòu)的振動(dòng)沒(méi)有使結(jié)構(gòu)界面之間產(chǎn)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)和摩擦，因而試驗(yàn)得出的阻尼過(guò)小。過(guò)小的阻尼結(jié)果給控制系統(tǒng)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)帶來(lái)困難。在非線性情況下，全箭模態(tài)試驗(yàn)的激振力選擇是一個(gè)重要問(wèn)題。建議對(duì)獲取飛行控制參數(shù)的試驗(yàn)，以姿態(tài)敏感單元輸出最小信號(hào)能使控制系統(tǒng)發(fā)出動(dòng)作指令的振動(dòng)為模態(tài)試驗(yàn)激勵(lì)量級(jí)。同時(shí)也要進(jìn)行大激勵(lì)力的模態(tài)試驗(yàn)，以確定飛行大振動(dòng)下的模態(tài)參數(shù)；對(duì)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)載荷響應(yīng)模型修正的試驗(yàn)，以實(shí)際飛行振動(dòng)量級(jí)為準(zhǔn)。當(dāng)然振動(dòng)量級(jí)到一定程度，其頻率和阻尼值會(huì)趨于穩(wěn)定。

2.2 舵系統(tǒng)模態(tài)試驗(yàn)

彈箭舵系統(tǒng)涉及了顫振、抖振、伺服彈性、控制響應(yīng)參數(shù)等關(guān)鍵飛行問(wèn)題，甚至其動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)直接影響飛行的成敗。對(duì)舵系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性有影響的是結(jié)構(gòu)、軸系、摩擦、間隙、伺服操控執(zhí)行單元、擺桿、絲杠、安裝支架、操控執(zhí)行單元安裝處艙段整體或局部剛度等等。舵系統(tǒng)模態(tài)試驗(yàn)類型和大致要求如下

1）舵面結(jié)構(gòu)自由-自由模態(tài)和舵軸固支模態(tài)試驗(yàn)。舵面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)按剛度設(shè)計(jì)，重要的是質(zhì)量和剛度的合理分配，以達(dá)到在最輕質(zhì)量約束下盡量提高舵面剛度的技術(shù)要求。除了分布力靜剛（強(qiáng)）度試驗(yàn)外，模態(tài)試驗(yàn)也是檢驗(yàn)剛度設(shè)計(jì)的有效試驗(yàn)，舵面自由-自由試驗(yàn)是驗(yàn)證舵面剛度分配是否符合設(shè)計(jì)。舵軸固支試驗(yàn)是驗(yàn)證舵軸剛度、舵軸與舵面連接剛度的合理性。試驗(yàn)方法可采用敲擊法和隨機(jī)激勵(lì)方法，獲得彎、扭等幾階重要的低階振型。使用隨機(jī)激勵(lì)方法時(shí)需要多換激勵(lì)點(diǎn)進(jìn)行試驗(yàn)，因?yàn)橛行┊愋投婷鏁?huì)存在如舵尖、角邊的局部模態(tài)，變換激勵(lì)位置以避免丟漏模態(tài)的風(fēng)險(xiǎn)。通過(guò)模態(tài)試驗(yàn)測(cè)得的振型，可以發(fā)現(xiàn)舵面剛度薄弱問(wèn)題，經(jīng)驗(yàn)表明這些局部模態(tài)表現(xiàn)出的弱剛度則是導(dǎo)致靜氣彈發(fā)散飛行失利的主要原因。試驗(yàn)推薦敲擊法和隨機(jī)振動(dòng)方法，不建議振動(dòng)臺(tái)基礎(chǔ)激勵(lì)方法，這種方法難以激發(fā)反對(duì)稱振型。

2）控制艙為固支邊界的系統(tǒng)級(jí)舵系統(tǒng)模態(tài)試驗(yàn)。舵系統(tǒng)的模態(tài)試驗(yàn)以舵控制艙為邊界，包含了舵面、舵軸、軸承間隙、伺服機(jī)構(gòu)（液壓舵機(jī)或電動(dòng)舵機(jī)）、舵系統(tǒng)安裝結(jié)構(gòu)等多方面的剛度，是比較全面、真實(shí)的試驗(yàn)狀態(tài)，需要系統(tǒng)產(chǎn)品和裝配狀態(tài)為比較真實(shí)狀態(tài)，獲得的模態(tài)參數(shù)可提供給顫振、抖振分析使用。該試驗(yàn)的邊界為：控制艙邊界固支或模擬上下艙段環(huán)向剛度，舵面氣動(dòng)壓心處施加弱剛度拉力（抵消軸承的間隙非線性）。由于非線性存在，建議使用激振器激勵(lì)模態(tài)試驗(yàn)，可采用激振器的正弦掃描或隨機(jī)振動(dòng)模態(tài)試驗(yàn)方法，不推薦敲擊試驗(yàn)方法。

3）整艙或整彈箭邊界條件下舵系統(tǒng)傳遞特性試驗(yàn)是最重要的試驗(yàn)，即將正弦掃描信號(hào)通入伺服操控執(zhí)行單元中，測(cè)量舵轉(zhuǎn)動(dòng)響應(yīng)量，給出在頻率-幅值的傳遞關(guān)系曲線，供控制系統(tǒng)使用。由于有強(qiáng)烈的非線性，一般進(jìn)行多個(gè)量級(jí)的掃頻試驗(yàn)，這種試驗(yàn)?zāi)軌蝮w現(xiàn)伺服機(jī)構(gòu)及彈性邊界對(duì)伺服系統(tǒng)共振頻率和相位滯后的影響。這種試驗(yàn)中最好在伺服安裝傳力結(jié)構(gòu)上安裝加速度計(jì)測(cè)量振型，以分析操控執(zhí)行單元支撐、軸承支座、支耳（特別關(guān)注支耳扭轉(zhuǎn)）等剛度和靈敏度，供動(dòng)力學(xué)結(jié)構(gòu)修改使用。

2.3 管路液體及空腔模態(tài)試驗(yàn)

在彈箭部件設(shè)計(jì)中，一些液體管路、燃燒室腔體需要考慮常溫、低溫、高溫下的腔體壓力波動(dòng)的模態(tài)參數(shù)，一般采用計(jì)算方法確定，當(dāng)計(jì)算輸入?yún)?shù)不確定或需要修正時(shí)，需要進(jìn)行模態(tài)特性的試驗(yàn)測(cè)試。

1）液體火箭燃料輸送管路的液體模態(tài)試驗(yàn)。在解決液體火箭POGO 試驗(yàn)時(shí)，燃料在輸送管內(nèi)的壓力波動(dòng)模態(tài)需要試驗(yàn)來(lái)確定，該波動(dòng)模態(tài)與管壁剛度、液體含氣量、溫度、液高和氣枕壓力、過(guò)載等參數(shù)有關(guān)，試驗(yàn)需要考慮這些變化量的情況下得出頻率影響曲線，以提供飛行POGO 穩(wěn)定計(jì)算分析使用。至于發(fā)動(dòng)機(jī)誘導(dǎo)輪產(chǎn)生的氣泡柔度需要在試車中測(cè)試，識(shí)別的方法也是通過(guò)管內(nèi)液體壓力波動(dòng)的模態(tài)參數(shù)給出。試驗(yàn)方法推薦采用活塞直接激勵(lì)液體的試驗(yàn)方法，液體壓力波動(dòng)振型同時(shí)需要考慮。

2）燃燒室聲腔模態(tài)試驗(yàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室聲腔模態(tài)直接關(guān)系到燃燒震蕩問(wèn)題，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮聲腔模態(tài)對(duì)燃燒的影響問(wèn)題。一般有縱向、徑向、切向三種聲腔模態(tài)，與壓力、溫度、氣體、燃燒室尺寸形狀有關(guān)，聲模態(tài)品質(zhì)因子（阻尼）還與壁面光滑度有關(guān)，但是燃燒室腔聲學(xué)品質(zhì)因子測(cè)量目前還研究不多，該參數(shù)與燃燒振蕩發(fā)散有較大關(guān)系。一般情況進(jìn)行常溫下聲模態(tài)試驗(yàn)，以驗(yàn)證計(jì)算模型。

3）氣體管路的氣體模態(tài)試驗(yàn)。管路的氣體壓力波動(dòng)與閥芯開(kāi)合運(yùn)動(dòng)是耦合系統(tǒng)，參數(shù)設(shè)計(jì)不當(dāng)有可能產(chǎn)生耦合振蕩，即所謂的“嘯叫”，從而產(chǎn)生管路-閥系統(tǒng)失穩(wěn)，嚴(yán)重的振動(dòng)會(huì)導(dǎo)致閥芯膜片和管路等結(jié)構(gòu)破壞，導(dǎo)致飛行失敗。有時(shí)復(fù)雜的管路-閥的穩(wěn)定性計(jì)算需要試驗(yàn)給出氣體頻率和閥芯系統(tǒng)頻率參數(shù)，試驗(yàn)一般采用聲壓激勵(lì)和壓力波測(cè)量方法進(jìn)行。

2.4 其他分系統(tǒng)模態(tài)試驗(yàn)

在彈箭設(shè)計(jì)階段，分系統(tǒng)需要進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，其數(shù)據(jù)用于全彈箭耦合分析、動(dòng)響應(yīng)分析、動(dòng)強(qiáng)度分析、精度分析等。具體如下

1）有效載荷和整流罩聯(lián)合固支狀態(tài)模態(tài)試驗(yàn)。該項(xiàng)目屬于傳統(tǒng)試驗(yàn)，為全彈箭動(dòng)力學(xué)耦合分析提供數(shù)據(jù)。一般其固支邊界狀態(tài)要求較高，試驗(yàn)時(shí)應(yīng)著重注意。由于罩體剛度較小，推薦采用激振器隨機(jī)激勵(lì)方法。測(cè)點(diǎn)安排需按兩個(gè)半罩考慮，需要在結(jié)構(gòu)對(duì)接桁和端頭帽頂點(diǎn)進(jìn)行激勵(lì)和測(cè)量，以確定對(duì)接桁和端頭局部模態(tài)，以評(píng)估整流罩端頭最大動(dòng)壓位置的剛度和強(qiáng)度。

2）整流罩半罩模態(tài)試驗(yàn)。整流罩模態(tài)試驗(yàn)主要為整流罩分離的動(dòng)響應(yīng)計(jì)算分析提供有限元模型數(shù)據(jù)。動(dòng)響應(yīng)計(jì)算是計(jì)算分離時(shí)整流罩在解鎖、反推、約束釋放時(shí)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)，評(píng)估是否存在碰撞衛(wèi)星的可能。試驗(yàn)時(shí)整流罩自由-自由狀態(tài)，推薦采用多點(diǎn)激振器隨機(jī)激勵(lì)（MIMIO）方法，主要原因是大型柔性體模態(tài)試驗(yàn)需要使激振力均勻，防止單點(diǎn)激勵(lì)局部激振力過(guò)大產(chǎn)生的頻響函數(shù)畸變，同時(shí)離激振力遠(yuǎn)的位置響應(yīng)過(guò)小。

3）發(fā)動(dòng)機(jī)固支狀態(tài)模態(tài)試驗(yàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)整體擺動(dòng)的動(dòng)力學(xué)特性是全彈箭動(dòng)力學(xué)模型很重要一部分，一般在型號(hào)初期予以指標(biāo)確定。需要進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)常平座固支狀態(tài)的模態(tài)試驗(yàn)，至少提供兩方向的擺動(dòng)頻率和阻尼。由于發(fā)動(dòng)機(jī)伺服操控執(zhí)行單元呈摩擦非線性，過(guò)小激勵(lì)難以克服間隙摩擦，建議采用高量級(jí)激勵(lì)進(jìn)行試驗(yàn)，如固支狀態(tài)的拉力釋放試驗(yàn)或高量級(jí)振動(dòng)臺(tái)水平基礎(chǔ)激勵(lì)模態(tài)試驗(yàn)，一般的激振器激勵(lì)和敲擊試驗(yàn)數(shù)據(jù)不準(zhǔn)。

4）姿態(tài)敏感單元安裝支架模態(tài)試驗(yàn)。在飛行中姿態(tài)敏感單元經(jīng)歷的振動(dòng)會(huì)直接影響到姿態(tài)敏感單元的導(dǎo)航精度，需要進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，了解姿態(tài)敏感單元小系統(tǒng)的模態(tài)和結(jié)構(gòu)靈敏度，以指導(dǎo)姿態(tài)敏感單元安裝結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)修改。姿態(tài)敏感單元小系統(tǒng)的模態(tài)試驗(yàn)最好以真實(shí)的安裝艙段為邊界，試驗(yàn)方法可以采用常規(guī)的敲擊法或隨機(jī)激勵(lì)法，也可以采用整艙振動(dòng)臺(tái)振動(dòng)方法或整艙噪聲方法。采用后兩種方法需要在艙的上下端面大致模擬連接段的環(huán)向剛度，以避免艙的開(kāi)口呼吸模態(tài)不真實(shí)帶來(lái)虛假模態(tài)。一般來(lái)講，彈箭在跨音速時(shí)的噪聲引起的振動(dòng)是姿態(tài)敏感單元精度影響的最大因素，選擇在行波管噪聲激勵(lì)環(huán)境下識(shí)別姿態(tài)敏感單元支架模態(tài)，這方面的工作已經(jīng)取得較好的工程效果。

5）速率陀螺安裝部位局部模態(tài)試驗(yàn)。大型彈箭一般設(shè)計(jì)有速率陀螺進(jìn)行導(dǎo)航控制，近些年來(lái)多采用光纖陀螺或激光陀螺，由于陀螺的敏感頻率范圍越來(lái)越高，其安裝處的結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性開(kāi)始影響到了陀螺的輸出，因此速率陀螺安裝艙段蒙皮結(jié)構(gòu)的模態(tài)逐步引起了重視，如有必要，需要進(jìn)行艙段環(huán)向呼吸模態(tài)的確定，以評(píng)定速率陀螺的安裝位置和結(jié)構(gòu)的修改。建議在艙段噪聲環(huán)境試驗(yàn)時(shí)進(jìn)行模態(tài)參數(shù)識(shí)別，按模態(tài)試驗(yàn)方法布置傳感器，從結(jié)構(gòu)響應(yīng)互譜或相關(guān)函數(shù)中識(shí)別支架頻率和振型。也可選擇敲擊、隨機(jī)、光測(cè)等諸多方法進(jìn)行細(xì)致的模態(tài)振型測(cè)量，以用于評(píng)估和安裝結(jié)構(gòu)修改。

2.5 阻尼測(cè)量

彈箭往往存在連接點(diǎn)較少的分離面，運(yùn)動(dòng)的舵系統(tǒng)存在著間隙，伺服操控執(zhí)行單元也存在摩擦間隙，這些因素都會(huì)導(dǎo)致存在較為強(qiáng)的間隙非線性，影響到阻尼參數(shù)的獲取。因此結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)的阻尼參數(shù)獲取要求如下：

1）對(duì)于全彈箭飛行穩(wěn)定性分析需要的阻尼數(shù)據(jù)，不宜過(guò)小的激振力，太小的激振力使識(shí)別的阻尼過(guò)小，偏離了真實(shí)狀態(tài)使穩(wěn)定性設(shè)計(jì)過(guò)于保守，應(yīng)該采用使控制系統(tǒng)能夠產(chǎn)生輸出指令動(dòng)作的振動(dòng)量級(jí)；對(duì)于響應(yīng)計(jì)算分析和動(dòng)態(tài)載荷計(jì)算的模態(tài)阻尼參數(shù)獲取，試驗(yàn)盡量使用實(shí)際飛行的或較大的激勵(lì)載荷，一般進(jìn)行阻尼測(cè)試時(shí)使用頻響函數(shù)或傳遞函數(shù)參數(shù)識(shí)別方法，試驗(yàn)時(shí)需要逐步增大激勵(lì)載荷，直到阻尼系數(shù)穩(wěn)定為止。這種情況下頻響函數(shù)可能不光滑或品質(zhì)不好，通過(guò)曲線擬合也可以得出合適的模態(tài)阻尼系數(shù)。若出現(xiàn)強(qiáng)烈的非線性現(xiàn)象，一般以飛行時(shí)某關(guān)鍵點(diǎn)振動(dòng)響應(yīng)的量級(jí)預(yù)示結(jié)果為激勵(lì)的限制。

2）如果以釋放響應(yīng)-波形衰減方法獲取阻尼參數(shù)，注意時(shí)域信號(hào)的濾波，以避免多階模態(tài)疊加響應(yīng)導(dǎo)致的單一模態(tài)阻尼不準(zhǔn)問(wèn)題，最好多次釋放試驗(yàn)獲取平均的頻響函數(shù)，從頻響函數(shù)共振峰識(shí)別阻尼。

3）舵系統(tǒng)的阻尼獲取建議采用激振器正弦掃描獲取頻響函數(shù)的方法進(jìn)行頻響函數(shù)測(cè)試，從而識(shí)別模態(tài)阻尼，逐步增大量級(jí)直到頻響函數(shù)穩(wěn)定為止，一般情況下，需要正掃和反掃，以驗(yàn)證非線性性質(zhì)。而舵面彈性模態(tài)的阻尼系數(shù)一般供顫、抖振分析使用，常規(guī)激勵(lì)方法得出頻響函數(shù)，參數(shù)識(shí)別得出即可。舵系統(tǒng)的轉(zhuǎn)動(dòng)模態(tài)阻尼（舵面呈剛體運(yùn)動(dòng)）一般供伺服彈型分析使用，以伺服機(jī)構(gòu)通入掃描信號(hào)，在舵面轉(zhuǎn)動(dòng)傳遞函數(shù)中識(shí)別轉(zhuǎn)動(dòng)阻尼參數(shù)。

4）進(jìn)行POGO 穩(wěn)定性分析的結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)需要大激勵(lì)狀態(tài)下獲取，其液體輸送管路液體的模態(tài)阻尼系數(shù)也需要大激勵(lì)正弦掃描下獲取，一般全箭狀態(tài)下采用發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉部大推力振動(dòng)臺(tái)激勵(lì)方式進(jìn)行試驗(yàn)，振動(dòng)量級(jí)一般以預(yù)估的脈動(dòng)壓力量級(jí)為準(zhǔn)。

3 結(jié)論與展望

動(dòng)特性試驗(yàn)是航天結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析的基礎(chǔ)，獲取良好的動(dòng)力學(xué)特性數(shù)據(jù)，需要有相當(dāng)高的分析技能和豐富的工程經(jīng)驗(yàn)，目前仍然是“科學(xué)與藝術(shù)的結(jié)合”技術(shù)。本文對(duì)全彈箭模態(tài)試驗(yàn)和不同部組件模態(tài)試驗(yàn)的作用進(jìn)行了總結(jié)論述。針對(duì)不同試驗(yàn)?zāi)康?，?duì)全彈箭和舵系統(tǒng)、管路、聲腔等模態(tài)試驗(yàn)特點(diǎn)和要求進(jìn)行了介紹，對(duì)激勵(lì)方式、激勵(lì)量級(jí)、測(cè)點(diǎn)布置等給出了要求與建議。本文可為模態(tài)試驗(yàn)、動(dòng)力學(xué)建模、穩(wěn)定性分析等提供指導(dǎo)，具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

結(jié)合航天結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)以及技術(shù)發(fā)展趨，而且由于越來(lái)越多的動(dòng)力學(xué)強(qiáng)度分析的需要，應(yīng)該發(fā)展應(yīng)變模態(tài)測(cè)試和分析技術(shù)，使模型修正更加直接；隨著多分支結(jié)構(gòu)多模態(tài)的阻尼比差別大、直接積分動(dòng)力學(xué)響應(yīng)計(jì)算要求提高，傳統(tǒng)的瑞利阻尼分解成為問(wèn)題，需要研究直接積分計(jì)算模型中的阻尼表征技術(shù)；同時(shí)，還需要發(fā)展三維有限元模型向一維模型縮聚技術(shù)、計(jì)算頻響函數(shù)和實(shí)測(cè)頻響函數(shù)相關(guān)分析的模型修正技術(shù)、考慮飛行器三維彈性結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)及作動(dòng)機(jī)構(gòu)的伺服彈性穩(wěn)定性計(jì)算分析和試驗(yàn)技術(shù)、地面運(yùn)輸和飛行動(dòng)力學(xué)載荷識(shí)別和計(jì)算分析技術(shù)等；在試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，希望發(fā)展氣體和液體腔內(nèi)模態(tài)試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)、實(shí)際運(yùn)行條件下激勵(lì)載荷和響應(yīng)載荷測(cè)試和識(shí)別技術(shù)、管路振動(dòng)三維非接觸測(cè)量技術(shù)、線路板場(chǎng)振動(dòng)特性試驗(yàn)技術(shù)、高頻功率流和損耗因子表征和測(cè)試技術(shù)等等。隨著飛行器的發(fā)展及動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)要求的提高，其動(dòng)力學(xué)特性分析和試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展空間也會(huì)越來(lái)越廣闊。