固體火箭發(fā)動機振動試驗過試驗分析與控制

王世輝,張 磊,李 鐵,張 昱,云 杰,石 鵬

(中國航天科工集團第六研究院601所,呼和浩特 010076)

固體火箭發(fā)動機振動試驗過試驗分析與控制

王世輝,張 磊,李 鐵,張 昱,云 杰,石 鵬

(中國航天科工集團第六研究院601所,呼和浩特 010076)

針對固體火箭發(fā)動機振動試驗過程中出現(xiàn)局部過試驗情況影響振動試驗質量以及由于響應測點分布的局限性導致試驗周期延長等問題，采用有限元技術與實際試驗方法相結合，構建振動力源、試驗夾具和固體火箭發(fā)動機一體化有限元模型;應用此模型進行振動試驗系統(tǒng)動態(tài)力傳遞特性研究，找出振動力源、試驗夾具和發(fā)動機之間動態(tài)力傳遞規(guī)律，選擇合適的控制點與控制策略，改善振動試驗局部過試驗問題，提高振動試驗質量，縮短試驗周期。

振動與波；固體火箭發(fā)動機振動試驗過試驗傳遞特性

0 引言

隨著科技的發(fā)展及航天工業(yè)對產(chǎn)品可靠性和環(huán)境適應性要求的不斷提高，固體火箭發(fā)動機的高可靠性成為軍工行業(yè)的發(fā)展重點。由于固體火箭發(fā)動機內部結構越來越復雜，振動試驗產(chǎn)生過試驗現(xiàn)象頻繁出現(xiàn)。過試驗會導致過試驗部位承受量級過大，嚴重時會造成發(fā)動機局部損傷、產(chǎn)生嚴重影響。因此，系統(tǒng)地研究整個振動試驗系統(tǒng)過試驗產(chǎn)生的原因，緩解發(fā)動機振動試驗出現(xiàn)局部過試驗現(xiàn)象尤為重要。本文基于發(fā)動機試驗與有限元仿真分析方法相結合對整個振動試驗系統(tǒng)進行動態(tài)力傳遞特性分析，進而確定最佳控制點與控制策略，改善過試驗情況，提高振動試驗可靠性。

1 過試驗理論分析

將振動臺臺面看成—個剛體，發(fā)動機結構固定在振動臺上，進行發(fā)動機大系統(tǒng)建模，系統(tǒng)動力學模型就可以表達為:

轉換為矩陣形式表達的系統(tǒng)狀態(tài)方程為：

(1)

式中，下標s代表發(fā)動機結構，b代表振動臺臺面。在此假設振動臺單向激勵時，b只有一個自由度。

(2)

(3)

頻域響應[1]為：

(4)

當以臺面加速度作為控制值時，結構上各點加速度響應[1]為：

(5)

對于發(fā)動機結構的任意一個測點m的加速度響應與臺面面加速度響應之間存在以下關系[1]：

(6)

從(6)式中可以得知：在系統(tǒng)共振頻率上，連接點的原點頻響函數(shù)Hbb和跨點頻響函數(shù)Hmb極點相對應，兩者比值不會出現(xiàn)極小值。但在系統(tǒng)的反共振頻率上，即發(fā)動機結構的共振點上，原點頻響Hbb出現(xiàn)極小值點，跨點頻響Hmb卻不為極小值，預示兩者之比出現(xiàn)極小。所以試驗頻率當處于系統(tǒng)的反共振頻率時，將此時的振動臺 幾乎為零的加速度控制為規(guī)范值Ab,就會導致發(fā)動機結構Am遠遠超出真實工作環(huán)境的響應值，甚至超過測試結構的極限響應值，從而導致發(fā)動機結構不必要的破壞。

2 振動試驗系統(tǒng)建模

建立包括振動力源、試驗夾具和固體火箭發(fā)動機在內的振動試驗系統(tǒng)模型，根據(jù)振動力源、發(fā)動機幾何樣機，建立動態(tài)特性仿真的初步模型，進行模態(tài)分析及材料參數(shù)的靈敏度分析，確定模型修正參數(shù)[2]。研究基于材料參數(shù)的模型修正算法，根據(jù)試驗測得的固有頻率和振型對振動力源、發(fā)動機初步模型進行修正，確定振動力源、發(fā)動機振動分析模型。研究分析振動力源發(fā)動機所受振動載荷，以上述修正后模型為基礎建立振動力源、發(fā)動機振動分析模型(傳遞函數(shù))以及振動載荷下頻率響應計算方法。具體建模方案如下:

圖1 振動試驗系統(tǒng)建模步驟

2.1 激勵力源模型建立

按照上述方法建立振動力源有限元分析模型如圖2所示。

圖2 振動力源動圈模型

振動力源的主要工作部件為動圈，動圈模型的質量為201kg，與動圈實際質量誤差為0.5%，通過ANSYS軟件進行動圈自由狀態(tài)模態(tài)計算，得到的動圈一階縱向頻率為1 748Hz，與試驗測得的一階縱向頻率1 750Hz的相差2Hz，相對誤差為0.001 1%[3-4]。

圖3 振動力源頻響函數(shù)曲線

2.2 振動試驗夾具模型建立

振動試驗夾具模型質量為178.5kg，與夾具實際質量177kg相差1.5kg，誤差為0.8%；振動試驗夾具模型有限元分析的一階彎曲模態(tài)頻率為416.3Hz，振動試驗夾具進行模態(tài)試驗的結果為415Hz，頻率相差1.3Hz，相對誤差為0.3%[3-4]。模型有限元分析和夾具模態(tài)試驗的一階彎曲模態(tài)的振型圖分別如圖4、圖5所示。

圖4 振動試驗夾具一階彎曲模態(tài)試驗振型圖

圖5 振動試驗夾具模型一階彎曲模態(tài)試驗振型圖

2.3 發(fā)動機模型建立

發(fā)動機模型質量188kg，與發(fā)動機實際質量186kg相差2kg，誤差為1%；發(fā)動機模型有限元分析的一階彎曲模態(tài)頻率為82.5Hz發(fā)動機進行模態(tài)試驗的結果為86.3Hz，頻率相差3.8Hz，相對誤差為4.6%[3-4]。模型有限元分析和模態(tài)試驗的一階彎曲模態(tài)的振型圖分別如圖6、圖7所示。

圖6 發(fā)動機模態(tài)試驗一階彎曲振型圖

圖7 發(fā)動機模型有限元分析一階彎曲振型圖

3 動態(tài)力傳遞特性分析

3.1 分析過程

以振動力源與夾具實際連接點，作為譜分析時激勵力譜輸入點，即以相同激勵譜分別激勵夾具下圓盤φ610、φ450的圓周上八等分的點，共16個點，對發(fā)動機和夾具作為一個整體進行譜分析[4]。

選擇10-2 000Hz寬頻帶的典型隨機激勵譜形作為力源輸入譜形，具體激勵條件及譜形分別如表1、圖8。

3.2 分析結果

在此激勵條件下，以試驗夾具和發(fā)動機作為整體，各部分的振動響應規(guī)律如下:

表1 激勵條件表

圖8 激勵譜形圖

1)夾具上貼近發(fā)動機的測點的振動均方根值在4.2到4.7之間；

2)前裙端面到距離前裙端面400mm區(qū)間段內，軸向測點的振動均方根值在5.1到5.4之間；

3)距離前裙端面400mm到距離前裙端面900mm區(qū)間段內，軸向測點的振動均方根值在4.8到5.05之間；

4)距離前裙端面900mm到距離前裙端面1 400mm區(qū)間段內，軸向測點的振動均方根值在6.1到7.2之間；

5)距離前裙端面1 400mm到距離前裙端面1 900mm區(qū)間段內，軸向測點的振動均方根值在5.7到6.4之間；

6)后裙端面到距離后裙端面300mm區(qū)間段內，軸向測點的振動均方根值在5.2到5.6之間。

前裙端面到距離前裙端面400mm區(qū)間段內的測點的典型振動響應如圖9所示。

圖9 前裙端面到距離前裙端面400 mm區(qū)間段內的測點的典型振動響應圖

經(jīng)計算，上圖曲線均方根值為5.23g距離前裙端面900mm到距離前裙端面1 400mm區(qū)間段內的測點的典型振動響應如圖10所示。

圖10 距離前裙端面900 mm到距離前裙端面1 400 mm區(qū)間段內的測點的典型振動響應圖

經(jīng)計算，上圖曲線均方根值為6.46g夾具上貼近發(fā)動機的測點的的典型振動響應圖如圖11所示。

圖11 夾具上貼近發(fā)動機的測點的的典型振動響應圖

經(jīng)計算，上圖曲線均方根值為4.39g試驗要求為1)控制曲線允差在±3dB內；2)發(fā)動機前裙、筒段、后裙典型部位的振動響應量級與激勵源量級的誤差在±15%內。根據(jù)仿真分析結果和試驗要求，選取夾具上貼近發(fā)動機的測點和距離前裙端面900mm到距離前裙端面1 400mm區(qū)間段內的測點做控制點進行極大值控制。

4 振動試驗驗證

按照試驗要求，在發(fā)動機前裙、筒段、后裙等典型部位分別布置加速度傳感器[5]，具體位置如圖12所示。

圖12 驗證試驗測點布置圖

注：與激勵方向同向定為軸向，與激勵方向垂直定為橫向。

測點1：前裙測點軸向(距前裙端面55mm處)

測點2：殼體中間軸向(距前裙端面1 100mm處)

測點3：后裙測點軸向(距后裙端面55mm處)

測點4：前裙測點橫向(距前裙端面55mm處)

測點5：殼體中間測點橫向距前裙端面1 100mm處)

測點6：后裙測點橫向(距后裙端面55mm處)

測點8：前裙附近弧座與夾具下盤連接中心處軸向

測點9: 后裙附近弧座與夾具下盤連接中心處軸向

測點10：噴管出口端面軸向

根據(jù)第三章結論，選取測點2、8、9為控制點進行極大值控制，控制曲線如圖13所示。

圖13 驗證試驗控制曲線

從圖13中可以看出，試驗控制曲線允差在±3dB內。

典型部位軸向響應曲線如圖14所示。

圖14 測點1、2、3振動響應曲線

從圖14中可以得出，發(fā)動機前裙端面測點振動響應量級為4.13g，與振動力源輸入量級3.79g的誤差為8.9%；

發(fā)動機殼體中間測點振動響應量級為4.10g，與振動力源輸入量級3.79g的誤差為8.1%；

發(fā)動機后裙端面測點振動響應量級為4.09g，與振動力源輸入量級3.79g的誤差為7.9%。

綜上，發(fā)動機前裙、筒段、后裙典型部位的振動響應量級與激勵源量級的誤差在±15%內。

典型部橫向響應曲線如圖15所示。

從圖中可以得出，前裙端面測點的橫向振動比為0.791/4.13=0.19;

殼體中間測點的橫向振動比為0.871/4.10=0.21;

后裙端面測點的橫向振動比為0.775/4.09=0.19。

綜上，發(fā)動機前裙、筒段、后裙典型部位的橫向振動比小于0.45(國軍標150A.16-2009規(guī)定)

圖15 測點4、5、6振動響應曲線

5 結論

本文針對固體火箭發(fā)動機振動試驗局部過試驗問題，通過有限元仿真方法對某型號固體火箭發(fā)動機振動試驗系統(tǒng)進行動態(tài)力傳遞特性分析，得出發(fā)動機各部位的動態(tài)傳遞規(guī)律，應用此規(guī)律進行最佳控制點和控制策略的選擇，以避免局部過試驗現(xiàn)象，并進行某型號固體火箭發(fā)動機振動試驗驗證，試驗結果符合要求。此動態(tài)力傳遞特性分析方法為固體火箭發(fā)動機振動試驗預分析方法，為順利完成固體火箭發(fā)動機及其零部件振動試驗奠定基礎，提高振動試驗可靠性。

[1] 周 瑩, 宋漢文.力控振動試驗與過試驗現(xiàn)象分析[J].振動與沖擊, 2008,27(4):82-84.

[2] 范宣華.電動振動臺建模與試驗仿真技術研究[D].中國工程物理研究院,2005.

[3] 俞云書.結構模態(tài)試驗分析[M].北京:宇航出版社, 2000.

[4] 劉 偉,高維成,等.ANSYS12.0 寶典[M] .北京:電子工業(yè)出版社,2010.

[5] 胡志強, 法慶衍, 張 越,等.隨機振動試驗應用技術[M]. 北京:中國計量出版社, 1996.

Analysis and Control of Excessive Level in Vibration Test for Solid Rocket Motor

Wang Shihui,Zhang Lei,Li Tie,Zhang Yu,Yun Jie,Shi Peng

(CASIC 601STinstitute, Huhehaote 010076,China)

According to local excessive test in vibration test procedure of solid rocket motor impacting test quality as well as measuring points distribution limitations leading to extended response test cycle, combined with finite element and actual test methods, building incentive source, test fixtures and finite element model of integration for solid rocket motor. Vibration test analysis of dynamic force transmission characteristics using these models, identifying laws of dynamic transitivity between force source, test fixtures and solid rocket motors, then select the appropriate control points and control strategy to ease local excessive experiment problems of vibration test, to improve quality, shorten the period of experiment.

vibration and wave; solid rocket motor; vibration test; excessive test; transmission characteristics

2016-11-03；

2016-11-26。

軍品自主創(chuàng)新項目。

王世輝(1985-)，女，內蒙古呼和浩特人，理學碩士，主要從事固體火箭發(fā)動機振動試驗測試技術的研究。

1671-4598(2017)04-0247-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.04.067

V435.6

A