李智勞++劉凡++郭艷

摘要：設(shè)定試驗(yàn)飛機(jī)以空油、空載、全機(jī)自由-自由情況為基本狀態(tài)。飛機(jī)支持方式采用橡皮繩懸吊的方式，模態(tài)測(cè)試系統(tǒng)為VXI-640全機(jī)地面模態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)。根據(jù)測(cè)量點(diǎn)運(yùn)用I-DEAS軟件建立試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，采用純模態(tài)軟件ModalStar來(lái)進(jìn)行模態(tài)數(shù)據(jù)的采集，獲得了結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)。

關(guān)鍵詞：自由-自由；飛機(jī)支持；模態(tài)；純模態(tài)

中圖分類號(hào)：TB

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

doi：10.19311/j.cnki.16723198.2017.17.096

1引言

氣動(dòng)彈性學(xué)科的發(fā)展始終伴隨著世界航空工業(yè)的發(fā)展。在近一個(gè)世紀(jì)的發(fā)展中，氣動(dòng)彈性已涉及多個(gè)學(xué)科領(lǐng)域。顫振是一種復(fù)雜的氣動(dòng)彈性問題，是氣流中運(yùn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)，在空氣動(dòng)力，彈性力，慣性力相互作用下所形成的自激振動(dòng)。顫振問題在飛機(jī)設(shè)計(jì)中占有舉足輕重的作用，顫振特性是衡量飛機(jī)性能的重要指標(biāo)。然而，要對(duì)顫振進(jìn)行準(zhǔn)確的計(jì)算，必須先進(jìn)行地面模態(tài)試驗(yàn)獲得全機(jī)的模態(tài)包括固有振動(dòng)頻率、振動(dòng)形態(tài)、模態(tài)阻尼和廣義質(zhì)量等，對(duì)有限元模型進(jìn)行修正。因此，地面模態(tài)試驗(yàn)就顯得尤為重要。

2支持理論

橡皮繩懸掛支持是用橡皮繩將被試飛機(jī)懸吊起來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)的支持形式。這種支持一般用于輕型飛機(jī)、無(wú)人機(jī)、模型飛機(jī)的試驗(yàn)（一般被試飛機(jī)在5噸以下）。目前很多輕型試驗(yàn)件也會(huì)用這種支持形式。本次試驗(yàn)飛機(jī)重3噸，所以選用橡皮繩進(jìn)行飛機(jī)支持。

橡皮繩懸掛支持形式的懸吊參數(shù)設(shè)計(jì)為：

（1）根據(jù)飛機(jī)質(zhì)量、重心位置、懸吊位置確定每一個(gè)懸掛點(diǎn)的承受質(zhì)量。

（2）懸掛點(diǎn)橡皮繩根數(shù)

其中，n為懸掛點(diǎn)i下的橡皮繩根數(shù)，Mi為懸掛點(diǎn)i的承受質(zhì)量，m0是橡皮繩滿足支持要求前提下，承受的額定質(zhì)量。

（3）支持頻率

其中，f為預(yù)期支持頻率，M為飛機(jī)總質(zhì)量，k為橡皮繩剛度，g為重力加速度，l是橡皮繩初始長(zhǎng)度，δ為某型橡皮繩拉伸百分比，該值是一個(gè)范圍，只有在此范圍內(nèi)，才能滿足橡皮繩的剛度要求。

將（3）式代入（2）式，可以得到

從而在要求支持頻率的前提下，確定出橡皮繩的初始長(zhǎng)度，進(jìn)而確定出橡皮繩的剛度，選定橡皮繩的直徑，最后根據(jù)式（1）確定出懸掛所需橡皮繩的根數(shù)。

3理論

3.1試驗(yàn)方法及原理

本次試驗(yàn)采用多點(diǎn)正弦激勵(lì)下的相位共振法。相位共振法的原理為：對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)施加外激振力后，當(dāng)激振頻率等于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的某一固有頻率時(shí)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)就出現(xiàn)共振現(xiàn)象。通過(guò)對(duì)激振力激振頻率進(jìn)行優(yōu)化調(diào)節(jié)，可以使飛機(jī)結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一模態(tài)的振動(dòng)，表現(xiàn)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上各測(cè)量點(diǎn)的加速度響應(yīng)與外力之間存在90°或270°的相位差。這時(shí)，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的慣性力與彈性力自成平衡，激振力與飛機(jī)的阻尼力平衡。假設(shè)外力的相位是0°或180°，并為實(shí)部，則響應(yīng)的實(shí)部趨于零，這才是呈現(xiàn)單一模態(tài)的相位特征。這樣，通過(guò)反復(fù)調(diào)力與移頻相結(jié)合的技術(shù)，使之結(jié)構(gòu)上測(cè)量點(diǎn)的加速度響應(yīng)的相位變化呈現(xiàn)上述特征，從而得到某一固有頻率下的振型。為幫助判別模態(tài)的可靠性，可將所有測(cè)量點(diǎn)信號(hào)歸納為一個(gè)總體目標(biāo)函數(shù)值C，模態(tài)純度指示函數(shù)的數(shù)學(xué)表達(dá)式如下：

式中，Reu¨i—第i個(gè)測(cè)量點(diǎn)加速度響應(yīng)的實(shí)部；u··i—第i個(gè)測(cè)量點(diǎn)加速度響應(yīng)的模；n—測(cè)量點(diǎn)總數(shù)。

顯然，當(dāng)C→1時(shí)就認(rèn)為飛機(jī)結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)單一的“固有頻率下的模態(tài)”，即純模態(tài)。

3.2阻尼測(cè)量

在每一階模態(tài)識(shí)別完成后，應(yīng)測(cè)量該階模態(tài)的阻尼。

阻尼以結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)的形式，依據(jù)幅頻曲線用半功率法進(jìn)行測(cè)量，其計(jì)算公式如下：

式中，f1，f2—幅頻曲線上半功率點(diǎn)處的兩個(gè)頻率；fr—幅頻曲線上第r階幅值共振頻率。

3.3模態(tài)檢驗(yàn)

試驗(yàn)完成后，對(duì)所測(cè)的模態(tài)進(jìn)行模態(tài)置信度（MAC）矩陣計(jì)算，檢驗(yàn)（MAC）矩陣非對(duì)角元素是否滿足工程要求（工程上一般要求不大于0.3）。

MAC矩陣表達(dá)式為：

式中，i、j—模態(tài)階次；φi—第i階模態(tài)振型。

4試驗(yàn)

4.1試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)所用機(jī)械裝置和設(shè)備在試驗(yàn)前都需進(jìn)行完好狀態(tài)確認(rèn)，以保證其處于正常工作狀態(tài)，內(nèi)容見表1。試驗(yàn)中所有涉及的測(cè)量設(shè)備，都需經(jīng)過(guò)計(jì)量校準(zhǔn)/檢定合格、且在有效期內(nèi)，并提供相應(yīng)的報(bào)告或檢定/校準(zhǔn)合格證書，內(nèi)容見表2。試驗(yàn)設(shè)備要滿足任務(wù)書的要求。

4.2試驗(yàn)結(jié)果

4.2.1支持頻率

實(shí)測(cè)測(cè)得飛機(jī)的支持頻率見表3，支持系統(tǒng)最高支持頻率為0.652，飛機(jī)最低階彈性模態(tài)頻率為2.391，滿足國(guó)軍標(biāo)關(guān)于最高支持頻率小于飛機(jī)最低階彈性模態(tài)頻率1/3的要求。

4.2.2模態(tài)參數(shù)

本次試驗(yàn)共測(cè)得支持頻率11階，相位共振法和隨機(jī)法的測(cè)試結(jié)果一致。試驗(yàn)過(guò)程中對(duì)MAC值作了檢驗(yàn)，結(jié)果表明本次試驗(yàn)結(jié)果精度是比較高的，可以作為后續(xù)顫振計(jì)算和顫振試飛的依據(jù)。

5結(jié)論

本文開展了某長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)地面模態(tài)試驗(yàn)，從支持方式的選擇到模態(tài)參數(shù)的詳細(xì)獲取都做了細(xì)致的研究，最終給出了各階模態(tài)參數(shù)。全機(jī)地面模態(tài)試驗(yàn)是飛機(jī)首飛前的一項(xiàng)重要試驗(yàn)，準(zhǔn)確獲得模態(tài)參數(shù)對(duì)后續(xù)有限元修正有至關(guān)重要的作用。全機(jī)地面模態(tài)試驗(yàn)的結(jié)果直接關(guān)系到全機(jī)氣動(dòng)彈性分析和氣動(dòng)伺服彈性分析，并且為飛機(jī)首飛提供重要依據(jù)。

參考文獻(xiàn)

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