基于频率自动跟踪技术的某型飞行器舵结构热模态试验研究

李智劳，刘凡，崔盼礼中国飞机强度研究所

基于频率自动跟踪技术的某型飞行器舵结构热模态试验研究

李智劳，刘凡，崔盼礼
中国飞机强度研究所

高超声速飞行器在热影响下的动力学问题已经成为影响其动特性的重要问题。严酷的热环境会使结构的模态发生变化，因此测试结构的热模态显得尤为重要。目前热模态测试主要有两种方法，即AR模型经典谱估计方法和AR模型现代谱估计方法。本文提出了基于相位共振法的时变模态测试技术，开展了某型高超声速飞行器舵面的热模态试验，给出了结构在热作用下的模态变化规律。

高超声速；时变模态；相位共振法

1 引言

高超声速飞行器在飞行过程中会带来严重的热问题，进而结构模态也会随之有很大变化，因此在飞行器首飞前结构在热影响下的模态变化必须通过地面试验获得，以保证整个飞行过程中的安全。目前对于热模态的研究主要有两种方法，一种为基于AR模型经典谱估计的时变模态测试方法，另一种是基于AR模型的现代谱估计的时变模态测试方法。这两种方法都是基于随机激励的模态测试技术。然而，基于相位共振法的热模态测试技术的研究则较少。本文研究了基于相位共振法的热模态测试技术，提出了测试方法。

2 理论

2.1 相位共振法

相位共振法试验原理为：对飞机结构施加外激振力后，当激振频率等于飞机结构的某一固有频率时，飞机结构就出现共振现象。通过对激振力和激振频率进行优化调节，可以使飞机结构呈现单一模态的振动，表现在飞机结构上各测量点的加速度响应与外力之间存在90°或270°的相位差。这时，飞机结构的惯性力与弹性力自成平衡，激振力与飞机的阻尼力平衡。假设外力的相位是0°或180°，并为实部，则响应的实部趋于零，这就是呈现单一模态的相位特征。这样，我们通过反复调力与移频，使结构上测量点的加速度响应的相位变化呈现上述特征，从而得到某一固有频率下的振型。为帮助判断模态的可靠性，可将所有测量点信号归纳为一个总体目标函数值MIF。模态纯度指示函数的数学表达式如下：

显然，当MIF→1时就认为结构呈现单一的“固有频率下的模态”，即纯模态。

2.2 基于相位共振技术的频率自动跟踪工作原理

热模态属于时变模态，如果我们把整个激励过程离散为足够小的时间段，在每个时间段内，我们可以认为结构本身的特性不随时间变换。根据相位共振法，我们只要使结构的加速度响应的相位超前激振力90°或者位移响应相位滞后激振力90°，此时的结构就处于共振状态。试验过程中我们通过PID控制技术控制激振频率来得到每个小的时间段内结构的模态参数，最终获得整个加热过程中结构动特性的变化。

3 试验验证

3.1 试验设备

试验设备见表1。

表1 试验设备

3.2 试验结果

表2 舵面一弯模态频率变化表

图1 舵面一弯频率变化曲线

试验结果如表2所示，试验过程中也运用基于AR模型经典谱估计方法和基于AR模型现代谱估计方法对试验件进行了测试，结果验证了基于频率自动跟踪技术对时变模态测试的有效性。图1为舵面一弯在不同测试方法下的模态频率变化曲线。

4 结论

对于试验件热模态测试，各阶模态分别进行测试。试验过程中先在常温下，获得结构的某阶共振频率，然后实施加温控制。以控制测量点的相位和模态指示函数为目标，通过PID控制技术，控制激振频率，从而得到该阶模态参数。本文的研究对继续研究基于相位共振法的时变模态测试技术具有重要的参考价值。

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