李海巖　廉永正　呂靜　王彬　張盛

摘要：

在空間飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計中，為改善儀器設(shè)備的振動環(huán)境，基于結(jié)構(gòu)模態(tài)特性和動力學(xué)響應(yīng)的關(guān)系，以某型號空間飛行器為例開展阻尼減振設(shè)計.通過仿真分析及地面試驗，對減振設(shè)計的有效性進行驗證.結(jié)果表明：在結(jié)構(gòu)模態(tài)中的最大應(yīng)變部位周圍附加阻尼層可有效降低結(jié)構(gòu)振動.結(jié)構(gòu)測點在共振峰附近的放大倍數(shù)顯著降低，最大降低幅度超過90%；結(jié)構(gòu)測點的隨機振動響應(yīng)量級降至設(shè)備耐受能力范圍之內(nèi)，阻尼減振設(shè)計達到預(yù)期目的.

關(guān)鍵詞：

空間飛行器； 振動； 約束阻尼； 減振； 模態(tài)特性； 動力學(xué)響應(yīng)； 有限元； 試驗

中圖分類號： V19

文獻標(biāo)志碼： B

Abstract：

To optimize the vibration environment for equipment in the procedure of spacecraft structural design， the damping vibration reduction design of a certain type of spacecraft is done based on the relationship between the structural modal feature and dynamic response. The effectiveness of the vibration reduction design is validated by simulation analysis and ground experiments. The results show that the structural vibration can be effectively reduced by adding damping layer around the maximum strain area. The amplification factor near the resonance peak is significantly reduced and the maximum reduction range is more than 90%. The random vibration response of the structural measure point is reduced to the range of tolerance capability. The damping vibration reduction design achieves the expected goal.

Key words：

spacecraft； vibration； constrained damping； vibration reduction； modal analysis； dynamic response； finite element； experiment

0引言

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，越來越多的軍、民用空間飛行器步入太空軌道.在運載器主動段，空間飛行器歷經(jīng)較為復(fù)雜的振動和噪聲環(huán)境，可能導(dǎo)致電子器件失效、儀器儀表失靈、機械零部件壽命縮短等問題，嚴(yán)重影響空間飛行器的可靠性，甚至造成飛行任務(wù)失敗.[1]因此，空間飛行器的減振設(shè)計成為環(huán)境工程中的關(guān)鍵技術(shù)問題.

近幾十年來，以黏彈性阻尼材料為基礎(chǔ)的阻尼減振技術(shù)得到長足發(fā)展，航天工程中多種型號采用阻尼減振設(shè)計[26]，但目前阻尼減振設(shè)計尚未形成統(tǒng)一規(guī)范，且經(jīng)常在初樣產(chǎn)品地面試驗后進行一些更改性設(shè)計或大面積應(yīng)用阻尼材料，導(dǎo)致減振設(shè)計受到結(jié)構(gòu)方案限制或阻尼材料不必要的浪費.因此，在結(jié)構(gòu)設(shè)計初期，基于結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析進行阻尼減振設(shè)計，可提前找到結(jié)構(gòu)設(shè)計的薄弱環(huán)節(jié)，避免在初樣階段地面試驗后更改結(jié)構(gòu)，影響飛行器研制進度.

本文以某型號空間飛行器為例，完成阻尼減振設(shè)計，開展有限元仿真分析及地面試驗，充分驗證該設(shè)計的有效性.目前，該型號空間飛行器已經(jīng)成功發(fā)射，并且在軌順利完成各項任務(wù).

1阻尼減振機理

黏彈性阻尼材料減振通常包括自由阻尼層和約束阻尼層2種形式.[7]自由阻尼層是指阻尼層直接粘貼在基體結(jié)構(gòu)表面，見圖1.約束阻尼結(jié)構(gòu)是在自由阻尼結(jié)構(gòu)的彈性層上增加約束層，見圖2.結(jié)構(gòu)振動時，阻尼層隨結(jié)構(gòu)件振動，黏彈性阻尼材料發(fā)生拉伸或剪切變形，使機械振動的能量轉(zhuǎn)化成熱能，通過熱能耗散實現(xiàn)減振.通常，阻尼材料變形越大，耗散能量越多，減振效果越好.[89]

由式（5）可見，系統(tǒng)具有n個共振頻率點，在外力激勵下，系統(tǒng)振動由n階主振動疊加而成，系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)由n個不同形態(tài)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)疊加而成.[10]當(dāng)外力的激勵頻率接近系統(tǒng)的某階固有頻率時，ω-≈1，主坐標(biāo)位移響應(yīng)x迅速增大，出現(xiàn)共振現(xiàn)象.此時，式（6）變?yōu)棣耲=1/2ξ，即通過提高結(jié)構(gòu)阻尼，可有效降低振動響應(yīng).

因此，依據(jù)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)振動響應(yīng)，確定響應(yīng)峰值對應(yīng)的某階主振動，針對該階主振動的振型特性，確定材料相對變形最大的位置，即在材料應(yīng)變最大的位置周圍布置阻尼層，可以較大限度地達到能量耗散的目的，是阻尼減振設(shè)計最有效、最經(jīng)濟的方法.

3某空間飛行器應(yīng)用實例

3.1結(jié)構(gòu)初步設(shè)計

某空間飛行器初步結(jié)構(gòu)設(shè)計采用薄壁筒式主結(jié)構(gòu)，由薄壁主艙段及上、中、下安裝板結(jié)構(gòu)組成.主艙段與中間安裝板為整體加工而成，上、下安裝板與主艙段之間分別通過螺栓緊固件連接.主艙段側(cè)壁及各安裝板上通過螺栓緊固件安裝儀器設(shè)備.

3.2結(jié)構(gòu)阻尼減振設(shè)計

3.2.1有限元建模及振動響應(yīng)仿真

基于空間飛行器的初步結(jié)構(gòu)方案，建立有限元模型，其中主艙段及安裝板結(jié)構(gòu)均采用殼單元，儀器設(shè)備采用集中質(zhì)量點模擬，通過MPC剛性連接方式模擬儀器設(shè)備的安裝.[11]

在模型底端面施加隨機振動激勵，有關(guān)參數(shù)[12]見表1.本文重點對飛行器控制系統(tǒng)2個關(guān)鍵設(shè)備的響應(yīng)結(jié)果進行分析，見圖3.設(shè)備的耐受振動環(huán)境的功率譜密度值為0.4 g2/Hz，仿真結(jié)果表明，在55.2，196.6及251.0 Hz處，關(guān)鍵設(shè)備動力學(xué)響應(yīng)的功率譜密度峰值均大于0.4 g2/Hz，故設(shè)備歷經(jīng)的動力學(xué)環(huán)境超出設(shè)備的耐受能力，應(yīng)針對這3個共振峰進行減振設(shè)計.

3.2.2結(jié)構(gòu)模態(tài)分析

對飛行器結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，結(jié)果見表2.

由上述動力學(xué)響應(yīng)分析結(jié)果與結(jié)構(gòu)模態(tài)結(jié)果對比可知，關(guān)鍵設(shè)備的3處動力學(xué)響應(yīng)峰值分別對應(yīng)結(jié)構(gòu)的第3，8和11階主振動.此3階模態(tài)振型均為上安裝板局部模態(tài)，振型見圖4.每階主振動中，上安裝板上最大相對變形的位置均不相同，由于安裝板尺寸較小，為簡化生產(chǎn)工藝、提高可靠性，在上安裝板外表面附加約束阻尼層，以同時降低3處響應(yīng)峰值.

3.2.3阻尼減振設(shè)計

當(dāng)阻尼層很薄，約束層材料和基體材料一致時，其厚度與基體厚度相等，剛度參數(shù)達到最大值，約束阻尼結(jié)構(gòu)具有最好的耗能性能.[14]實際工程中，應(yīng)綜合考慮重量因素來確定阻尼層厚度、約束層材料及厚度.本空間飛行器應(yīng)用的阻尼層厚度為0.3 mm，選取黏彈性材料ZN1作為約束阻尼層，材料耗損因子β=1，貯能剪切模量G′=0.9 MPa；約束層剛度與上安裝板基體剛度近似一致.粘貼完成后的上安裝板試驗產(chǎn)品局部照片見圖5.

3.3試驗驗證

3.3.1傳遞特性結(jié)果對比

開展振動試驗獲取關(guān)鍵設(shè)備處測點在減振前后的加速度傳遞率曲線，通過對比傳遞率的變化，評價阻尼減振方案對振動的抑制效果.上安裝板附加約束阻尼前后，設(shè)備1和設(shè)備2處試驗測點的傳遞函數(shù)FRF曲線對比見圖6.各共振頻率、響應(yīng)放大倍數(shù)以及減振前后放大倍數(shù)的降幅見表3.

從圖6和表3中的試驗結(jié)果可得到如下結(jié)論.

（1）由未附加約束阻尼層的試驗結(jié)果可知，設(shè)備點分別在50，72.5，212.5及247.5 Hz處放大倍數(shù)較大，其中，50，212.5及247.5 Hz分別對應(yīng)原仿真結(jié)果中的55.2，196.6及251.0 Hz這3處共振峰.可見，仿真得到的共振頻率值與試驗結(jié)果之間具有較好的一致性，且每階次對應(yīng)的振型相近.

（2）附加約束板導(dǎo)致上安裝板局部剛度增強，因此減振后結(jié)構(gòu)共振頻率值提高.

（3）附加約束阻尼層后，結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)增大，設(shè)備測點在上述3處共振峰附近的放大倍數(shù)均有不同程度的降低.其中，在第一個共振峰處，放大倍數(shù)降低有限，降低百分比小于10%；在第二個共振峰處，減振前放大倍數(shù)為2.904，在附加阻尼層后，此共振峰消失，將212.5 Hz處減振前后結(jié)果比較，減振率均超過50%；在第三個共振峰處，放大倍數(shù)的降幅分別為19.5%和32.3%.綜上可見，控制系統(tǒng)2設(shè)備在上述共振峰處的振動得到明顯的抑制.

3.3.2隨機振動響應(yīng)結(jié)果

在試驗振動臺與飛行器地面產(chǎn)品對接面上施加表2中的隨機振動激勵，試驗獲取設(shè)備測點的隨機振動響應(yīng)（功率譜密度曲線PSD），減振前后的試驗結(jié)果見圖7.

4結(jié)論

本文以某空間飛行器為例，基于結(jié)構(gòu)模態(tài)特性和動力學(xué)響應(yīng)的理論關(guān)系，提出阻尼減振設(shè)計方法.經(jīng)過地面試驗驗證，結(jié)果表明：

（1）在結(jié)構(gòu)材料應(yīng)變最大的位置周圍布置阻尼層，可以較大限度地達到能量耗散的目的，是阻尼減振設(shè)計最有效、最經(jīng)濟的方法；

（2）通過附加約束阻尼層設(shè)計，結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)增大，結(jié)構(gòu)測點在共振峰附近的放大倍數(shù)顯著降低，最大降低幅度超過90%；

（3）附加約束阻尼后，結(jié)構(gòu)測點的隨機振動響應(yīng)量級明顯降低，全頻段功率譜密度譜線均降至設(shè)備耐受能力范圍之內(nèi)，阻尼減振設(shè)計達到預(yù)期目的.

綜上，阻尼減振設(shè)計方法可有效降低空間飛行器結(jié)構(gòu)的振動，改善儀器設(shè)備的飛行環(huán)境，保證飛行試驗的成功，對各類航天器的振動抑制均具有一定的參考意義.

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（編輯武曉英）