伴隨科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，臨近空間成為了現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中一塊新的戰(zhàn)場(chǎng)，是海、陸、空、天、電、網(wǎng)多維一體化戰(zhàn)場(chǎng)的重要組成部分，也是國家安全體系中不可或缺的一環(huán)。由于其獨(dú)特的環(huán)境和地理優(yōu)勢(shì)，加之臨近空間飛行器的應(yīng)用，使得臨近空間在未來空-天聯(lián)合作戰(zhàn)中扮演至關(guān)重要的角色。

有別于常規(guī)的飛機(jī)和航天器，臨近空間飛行器具有其自身的顯著特點(diǎn)及難點(diǎn)。在臨近空間區(qū)域，盡管大氣濃度已相對(duì)較低，但仍有一部分氣動(dòng)升力和大氣層中的氧可供使用， 且長(zhǎng)時(shí)間飛行空氣阻力尚不能完全忽略不計(jì)，因此，難以完全實(shí)現(xiàn)離心力平衡重力的軌道力學(xué)原理飛行。考慮到以上問題，工程師在設(shè)計(jì)之初就為其增加了操縱尾舵，以保證飛行器能夠保持高升阻比以及較好的穩(wěn)定控制能力。

圖1 不同飛行器的尾舵

尾舵一般由舵機(jī)、舵軸和舵面三部分構(gòu)成，在系統(tǒng)工作時(shí)，舵機(jī)根據(jù)所接收到的指令驅(qū)動(dòng)舵面旋轉(zhuǎn)到指定的工作位置，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器飛行姿態(tài)、方向的有效控制，增強(qiáng)飛行器的穩(wěn)定性，改善飛行器的操縱性能。尾舵的工作動(dòng)力學(xué)特性不僅關(guān)系到飛行狀態(tài)質(zhì)量與制導(dǎo)精度，還直接影響飛行器的可靠性及安全性。

圖2 尾舵裝配示意圖

隨著設(shè)計(jì)水平的不斷提高，飛行器的飛行速度也愈加快速，其氣動(dòng)彈性問題也日益突出。在不同的飛行狀態(tài)下，尾舵會(huì)受到不同的激勵(lì)，產(chǎn)生不同的振動(dòng)模態(tài)，導(dǎo)致尾舵產(chǎn)生不同形式、程度的形變，進(jìn)而影響尾舵的工作特性及穩(wěn)定性。在飛行控制中，尾舵控制系統(tǒng)的顫振問題是一個(gè)備受關(guān)注、亟待解決的問題。因此，尾舵系統(tǒng)顫振分析是飛控設(shè)計(jì)的重要一環(huán)，而顫振的發(fā)生與尾舵系統(tǒng)振動(dòng)特性密切相關(guān)，由此可以得知，尾舵系統(tǒng)模態(tài)參數(shù)是尾舵控制系統(tǒng)中的一個(gè)重要指標(biāo)。藉由分析結(jié)果，工程師可以確定尾舵系統(tǒng)的設(shè)計(jì)參數(shù)是否合理，并對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化，保證飛行器在不同的飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定性和可靠性。

隨著飛行技術(shù)的發(fā)展，氣動(dòng)彈性問題已經(jīng)成為現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)中首要考慮的問題之一。在眾多的氣動(dòng)彈性問題中，顫振是一個(gè)十分突出的問題。顫振是指在氣流中運(yùn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)，在空氣動(dòng)力、慣性力和彈性恢復(fù)力的相互作用下而產(chǎn)生的一種自激振動(dòng)。當(dāng)結(jié)構(gòu)的飛行速度低于顫振速度時(shí)，振動(dòng)是衰減的；等于顫振速度時(shí)，保持等幅振動(dòng)；大于顫振速度時(shí)，振動(dòng)系統(tǒng)從氣流中吸取的能量大于結(jié)構(gòu)阻尼力引起的能量耗損，會(huì)發(fā)生動(dòng)力響應(yīng)耦合、氣動(dòng)彈性耦合，結(jié)構(gòu)會(huì)由于振幅不斷擴(kuò)大而迅速破壞，從而誘發(fā)顫振。

顫振發(fā)生時(shí)，副翼或舵面會(huì)有很大的偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼或機(jī)身發(fā)生振動(dòng)，振幅很大，頻率很高，極易發(fā)生危險(xiǎn)。為避免由于顫振導(dǎo)致的飛行事故，顫振分析是飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中必須考慮的問題。

進(jìn)行顫振分析時(shí)，需要通過模態(tài)測(cè)試分析精確獲得尾舵結(jié)構(gòu)在顫振中起重要作用的頻率范圍內(nèi)的每一階固有頻率、結(jié)構(gòu)阻尼和振型等參數(shù)。

尾舵系統(tǒng)的模態(tài)參數(shù)是有限元模型修改、顫振特性分析及氣動(dòng)伺服彈性分析的依據(jù)，如何獲得準(zhǔn)確有效的模態(tài)參數(shù)，提高試驗(yàn)效率和精度，是飛行器尾舵顫振分析中的關(guān)鍵問題。

圖3 尾舵有限元模型某階模態(tài)振型

• 數(shù)值模態(tài)分析：有限元仿真，提高產(chǎn)品研發(fā)效率，但是往往需要試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析驗(yàn)證結(jié)果和修正模型。

  
  

• 試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析：用試驗(yàn)的方法直接獲取結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)，真實(shí)的材料屬性、邊界條件，是模態(tài)參數(shù)準(zhǔn)確性的衡量標(biāo)準(zhǔn)。

  
  

• 運(yùn)行模態(tài)分析：相較于試驗(yàn)?zāi)B(tài)分析，往往應(yīng)用于不容易激勵(lì)的大型結(jié)構(gòu)，如橋梁、大樓等。

• 系統(tǒng)建模復(fù)雜：由舵面、傳動(dòng)軸、舵機(jī)等多個(gè)部件組成，其邊界條件復(fù)雜，而各部件間連接關(guān)系復(fù)雜，剛度分布和質(zhì)量分布無法精確分配，難以進(jìn)行精確的動(dòng)力學(xué)仿真分析。

• 阻尼特性：尾舵系統(tǒng)的阻尼特性相當(dāng)復(fù)雜，迄今尚未建立起一種完備而有效的阻尼模型能確切地反映實(shí)際結(jié)構(gòu)的阻尼特性。

• 非線性嚴(yán)重：尾舵轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)中必定會(huì)存在一定間隙，而且在尾舵旋轉(zhuǎn)過程中必定會(huì)存在舵軸與其軸承之間相對(duì)旋轉(zhuǎn)面之間的摩擦，間隙和摩擦是尾舵運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)中兩個(gè)典型的非線性因素。

尾舵的模態(tài)試驗(yàn)是通過振動(dòng)響應(yīng)獲得尾舵結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性參數(shù)，主要包括固有頻率、振型和阻尼。基于尾舵系統(tǒng)的自身特點(diǎn)及其結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，經(jīng)過多次比較、綜合考慮，工程師決定通過試驗(yàn)?zāi)B(tài)測(cè)試的方法來確定其模態(tài)參數(shù)，同時(shí)，針對(duì)尾舵的非線性特性，采用漸進(jìn)加載法來克服由非線性特性產(chǎn)生的影響，通過增加激振力的方式來繪制出激振力-頻率曲線，將大激振力下模態(tài)指示函數(shù)較高并且穩(wěn)定的頻率、振型作為其固有振動(dòng)特性，并將其應(yīng)用于顫振分析中。

舵面的實(shí)際工作狀態(tài)的工況載荷主要為：彎矩和扭矩，在試驗(yàn)過程中通過在舵面的不同位置施加預(yù)緊力，模擬飛行過程中受到的彎矩或扭矩。

圖4 通過在舵面的不同位置施加預(yù)緊力，模擬飛行過程中受到的彎矩或扭矩

圖5 一階扭轉(zhuǎn)振型

圖6 一階彎曲振型

尾舵的一階扭轉(zhuǎn)和一階彎曲模態(tài)容易激發(fā)，而尾舵系統(tǒng)的顫振分析影響最大的為尾舵系統(tǒng)的一、二階頻率，即對(duì)應(yīng)的舵面一階扭轉(zhuǎn)和一階彎曲模態(tài)。

• 錘擊法

  由于減速、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的間隙，舵系統(tǒng)是典型的非線性系統(tǒng)。力錘激勵(lì)的信號(hào)是脈沖信號(hào)，不能通過平均的方法減輕非線性，且人為因素較大（力不可控），測(cè)試結(jié)果誤差很大。如圖7所示，經(jīng)過多次平均后，仍無法從頻率響應(yīng)函數(shù)中識(shí)別出關(guān)心的低階模態(tài)。

圖7 FRF與相干分析

•  激振器法

  相較于錘擊法，雖然激勵(lì)的能量可控制，由于尾舵結(jié)構(gòu)的間隙、摩擦等非線性因素較強(qiáng)的影響，往往會(huì)識(shí)別出虛假模態(tài)，且無法繪制力-頻曲線，無法為顫振計(jì)算提供可靠的數(shù)據(jù)結(jié)果。從圖8中可以發(fā)現(xiàn)，幾乎相同的振型，對(duì)應(yīng)不同的模態(tài)頻率，且頻率之間相差較大，無法為顫振提供可靠的數(shù)據(jù)支撐。

圖8 不同頻率下幾乎完全相同的模態(tài)振型

•   純模態(tài)試驗(yàn)

  當(dāng)結(jié)構(gòu)受到外部正弦激勵(lì)并按照某階固有頻率振動(dòng)時(shí)，此時(shí)結(jié)構(gòu)的慣性力與彈性力平衡，激振力與結(jié)構(gòu)的阻尼力平衡，且響應(yīng)的實(shí)部趨于零，結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一模態(tài)的相位特征。因此，通過反復(fù)調(diào)節(jié)激振力與頻率，使結(jié)構(gòu)上各個(gè)測(cè)點(diǎn)加速度響應(yīng)與激勵(lì)相位差為90°，即相位共振，即可得到結(jié)構(gòu)在某一固有頻率下的振型。為更好指示和識(shí)別模態(tài)，將所有響應(yīng)相位歸納為一個(gè)總體目標(biāo)函數(shù)，即MIF函數(shù)，并稱此標(biāo)量為模態(tài)指示函數(shù)，數(shù)學(xué)表達(dá)式如下：

其中X為測(cè)點(diǎn)加速度響應(yīng)，ImX表示為測(cè)量點(diǎn)加速度響應(yīng)的虛部，當(dāng)結(jié)構(gòu)呈共振狀態(tài)時(shí)，此時(shí)所有響應(yīng)點(diǎn)的實(shí)部趨于零，虛部呈極大值。即當(dāng)MIF→1 時(shí)，認(rèn)為結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一的“固有頻率模態(tài)”，即純模態(tài)。

在純模態(tài)調(diào)諧時(shí)，通過調(diào)節(jié)頻率的變化，使得MIF值達(dá)到0.8以上，測(cè)得尾舵系統(tǒng)的模態(tài)頻率和振型，并改變激振力的幅值，測(cè)得模態(tài)頻率、結(jié)構(gòu)振動(dòng)幅值和激振力幅值的曲線，進(jìn)行最終的模態(tài)參數(shù)確認(rèn)。

圖9 純模態(tài)調(diào)諧繪制的力-頻曲線（一階彎曲模態(tài)）

在對(duì)尾舵系統(tǒng)進(jìn)行分析時(shí)，可使用漢航Hunter MF12硬件以及NTS.LAB軟件進(jìn)行純模態(tài)測(cè)試分析，獲得其準(zhǔn)確動(dòng)力學(xué)特性。

圖10 試驗(yàn)流程圖

使用漢航NTS.LAB純模態(tài)測(cè)試分析軟件研究尾舵結(jié)構(gòu)在一定預(yù)緊力下，通過增加激振力，模態(tài)參數(shù)變化的變化規(guī)律，為進(jìn)行非線性尾舵結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)參數(shù)識(shí)別提供了試驗(yàn)數(shù)據(jù)。此基礎(chǔ)上獲取不同激振力對(duì)應(yīng)的不同工況的約束，輸入至有限元模型進(jìn)行仿真計(jì)算得到模態(tài)參數(shù)，并與試驗(yàn)?zāi)B(tài)結(jié)果進(jìn)行比較，指導(dǎo)、修正各種工況對(duì)應(yīng)的有限元模型，確保有限元模型具有一定的合理性和準(zhǔn)確性，可進(jìn)而為進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)、制造提供依據(jù)。

飛行器在飛行過程中，可能會(huì)受到多重極端的氣動(dòng)加熱效應(yīng)，引起飛行器結(jié)構(gòu)的熱物理參數(shù)和力學(xué)性能的變化，造成結(jié)構(gòu)彎曲、扭轉(zhuǎn)剛度的衰減，以及顫振安全邊界的降低，嚴(yán)重威脅著飛行器結(jié)構(gòu)的安全性及可靠性。因此，準(zhǔn)確、可靠地獲取飛行器尾舵系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性參數(shù)對(duì)工程師進(jìn)行顫振特性分析及氣動(dòng)伺服彈性分析來說，具有重要的工程意義。

依托漢航豐富的工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)及堅(jiān)實(shí)的理論基礎(chǔ)，使用漢航Hunter MF系列高精度數(shù)據(jù)采集硬件，結(jié)合NTS.LAB模態(tài)測(cè)試軟件，對(duì)尾舵系統(tǒng)進(jìn)行純模態(tài)試驗(yàn)，可以幫助工程師快速、高效地評(píng)估尾舵系統(tǒng)在不同工況和飛行條件下的穩(wěn)定性和可靠性，最大程度地降低時(shí)間成本和經(jīng)濟(jì)成本。通過分析尾舵系統(tǒng)的振動(dòng)模態(tài)和頻率響應(yīng)，可以確定系統(tǒng)的頻率、阻尼特性和模態(tài)耦合情況，從而評(píng)估系統(tǒng)是否滿足設(shè)計(jì)要求，并對(duì)系統(tǒng)的參數(shù)進(jìn)行調(diào)整和優(yōu)化，確保飛行器在各種飛行動(dòng)作下的穩(wěn)定性和操控性。

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