非接触式激光测振技术在飞机襟翼蒙皮局部模态分析中的应用

杜 娟

（中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司，陕西 汉中 723000）

当今的运输飞机发展中，需要满足轻质化、高推重比等需求。随着结构重量的相对减轻，结构刚度不断减小，对振动、噪声的要求越来越严格。文献[1]研究了某型飞机通过更换高功率发动机、降低桨盘面积以增加运载量并获得良好的机动性后，发动机桨叶通过频率与襟翼蒙皮结构局部模态频率接近，导致飞机襟翼蒙皮动态应力水平提高，襟翼蒙皮裂纹出现的概率增大。因此，除了飞机主承力结构外，飞机蒙皮结构的动态性能也成为影响飞机使用寿命的重要因素[2-4]，在工程中需要引起重视。

通过模态分析技术来获得结构固有特性，是一种分析结构动态特性、评估结构安全性的重要的有效方式。而不同的测试方法会直接影响到模态参数的识别精度，利用传统的传感器技术在分析轻质结构，如板壳结构、薄膜结构、细长杆状结构时，传感器的附加刚度、附加质量效应会对结构产生不可忽略的影响，严重影响结构自身的固有特性[5]。在飞机蒙皮局部模态分析中，这种效应十分显著，以一块典型的铝合金蒙皮为例，尺寸为500mm×200mm×0.8mm，蒙皮质量约为200g，采用微型加速度传感器（型号为PCB-333B30），对蒙皮进行3×5网格划分以获得较为光滑连续的固有振型，加速度传感器的总质量为60g。传感器引入的附加质量达到了被测蒙皮结构的30%，将严重影响模态测试精度，传统的传感器测试技术不再适用。随着激光测振技术的快速发展，基于激光多普勒干涉效应的测振系统是目前能够获取最佳位移和速度分辨率的振动测量方法，已被广泛用于基础科学领域[6-8]。它能实现飞米级的振幅分辨率，线性度高，在极高频率范围内（1GHz）仍能确保振幅的一致性，适用于近距离的显微测试和远距离测试。这种光学非接触测试方法对结构几乎没有附加影响，且测试精度更高、效率更高，能够在极小和极轻质的结构上测量，显著改善了传统传感器在蒙皮薄板结构固有特性测试时的限制。

1  飞机襟翼蒙皮局部模态的激光测振原理

在本文飞机襟翼蒙皮结构的模态试验研究中，激光测振仪首次在飞机襟翼蒙皮的工程模态测试中得以应用。本文采用的激光测振系统为德国Polytec公司研发的PSV-400型号。

激光测振系统基于激光多普勒干涉效应，测振光路如图1所示：激光器发出频率为f0的激光束经过分光镜入射到被测蒙皮表面，由于蒙皮表面振动，反射光将产生多普勒频移fD：

图1 Polytec激光多普勒测振光路示意图

其中，v表示蒙皮表面运动速度，λ为激光波长，频率为f0+fs的参考光束和频率为f0+fD的反射光束混合并投射到光电探测器，产生干涉信号，经过信号处理得到频率为Δf=fD-fs的拍频信号，反求频移fD代入式（1），计算出飞机襟翼蒙皮测点的振动速度。

对飞机襟翼蒙皮进行多测点局部模态分析时，襟翼蒙皮结构的动力学控制方程可以写作矩阵表达的一般形式[9]：

从式（6）中可以看出，频响函数矩阵中包括结构的模态频率、模态质量、模态刚度和模态阻尼等信息，代表蒙皮结构某阶局部模态的振型向量。因此，根据线性互易律，在对飞机襟翼蒙皮结构进行模态分析时，获得频响函数矩阵的一行或一列数据，便可利用频域辨识算法拟合得到襟翼蒙皮结构的模态信息。

利用激光测振技术测试襟翼蒙皮局部模态时，采用单点激励、多点测量的方法来展开试验研究。在激励位置不变的前提下，激光测振光束能够快速对襟翼蒙皮表面进行逐点扫描测振，获得襟翼蒙皮结构的全场速度响应。利用同时采集的激励力参考信号，计算得到频响函数的一列数据，辨识得到飞机襟翼蒙皮的局部模态参数。相比工程中传统的加速度传感器测试技术，激光扫描测试不会受到测点硬件通道数目的限制，并且省去了繁琐的粘贴、更换传感器位置的步骤，能够快速、高效、精确地对飞机襟翼蒙皮结构进行固有特性分析。

2  飞机襟翼蒙皮局部模态的试验测试与结果验证

飞机襟翼蒙皮局部模态的试验研究在某型飞机上进行，激励方式为电磁式激振器正弦扫频。根据有限元仿真先验知识，试验中的扫频带宽为450Hz，采样率为1.28kHz，谱线数为8192，频率分辨率为0.156Hz，采用3次平均技术提高测试信号的信噪比。襟翼蒙皮局部模态测试的试验装置如图2所示：试验中利用Polytec控制箱内置信号发生器生成正弦扫频信号，发送到激振器功放，驱动电磁式激振器激励蒙皮结构。为避免激振器顶杆对蒙皮结构带来附加刚度影响，将激振器顶杆安装在与机翼大梁固结的蒙皮处，激振器顶杆和襟翼蒙皮间安装力传感器，用来采集激振器施加在蒙皮结构上的参考力信号。激光测振仪同步地逐点扫描测试襟翼蒙皮表面的振动响应，获得整个测试区域的全场域振动数据。对测试数据进行500Hz以下的低通滤波，以提高信号的信噪比。

某型飞机的襟翼下表面蒙皮、前缘蒙皮和导流片蒙皮被隔板、大梁分隔成块，形成许多小块相对独立的局部蒙皮结构，襟翼蒙皮的面外弯曲刚度相对于隔板、大梁很弱。因此，飞机襟翼蒙皮在发动机激励或气动载荷作用下，蒙皮的变形以局部弯曲为主，这也是本文重点测试襟翼蒙皮结构局部模态的研究意义所在。

图2 飞机襟翼蒙皮局部模态测试试验装置布置图

将关注区域的飞机襟翼蒙皮局部模态测试结果与有限元分析结果进行比较，如表1所示：展示了几个典型位置的对比；对应的襟翼蒙皮局部有限元模态振型，如图3～图7所示：图中虚线表示襟翼蒙皮与大梁、隔板、尾缘等铆接位置，圆圈内标识代表对应的隔板编号。从图3和图4可以看出，襟翼下表面蒙皮沿顺气流方向为窄长形状，局部模态也呈现“窄长状”的面外弯曲振型。局部模态振型中大梁、前后缘几乎没有变形，这是蒙皮面外刚度相对较弱的原因，与理论分析结果一致。从图4中可以看出，不同隔板间的襟翼蒙皮出现了联动模态，分析原因是相邻隔板间襟翼蒙皮尺寸结构相似，导致襟翼蒙皮的局部固有特性相似，在某阶固有频率下发生同步运动。在襟翼前缘蒙皮的局部模态中也发现了同样的现象，如图5所示。从导流片蒙皮的局部模态试验结果图6和图7可以发现，襟翼导流片蒙皮在一阶弯曲模态下便出现了振型的节线。分析原因是，襟翼导流片蒙皮由于自身曲度呈现“S”状，靠近前缘为凸，靠近后缘为凹，存在曲率改变的位置，因此襟翼导流片蒙皮被该曲度交界线再次分隔，出现了整块导流片蒙皮振型的节线，与有限元仿真的振型图能够相互印证。

激光局部模态试验结果与有限元仿真结果吻合得较好，局部模态频率相差10%以内，局部模态振型也与有限元分析结果基本吻合，满足工程要求。模态频率辨识与有限元结果的差异主要由有限元分析中对铆接的共结点简化方式以及建模中必要的力学简化导致。另一方面，在蒙皮加工中存在的工艺误差也是有限元模型中无法充分考虑的。

表1 激光模态试验与有限元分析结果对比

图3 8-9号隔板间下表面蒙皮局部模态振型图

图4 37-39号隔板间下表面蒙皮局部模态振型图

图5 30-34号隔板间前缘蒙皮局部模态振型图

图6 11-12号隔板间导流片蒙皮局部模态振型图

图7 33-34号隔板间导流片蒙皮局部模态振型图

3  结束语

在工程中进行薄板、薄膜等大型复杂结构的轻质局部结构的模态试验时，传统的传感器技术已经遇到了瓶颈，存在附加质量影响大、效率低下的不足。本文通过非接触式激光测振技术对某型飞机襟翼蒙皮的局部模态进行了试验研究，有效获得了襟翼蒙皮结构的局部模态频率、模态振型向量等参数。试验结果能够与有限元仿真结果相互验证，说明了这种测试方式在工程中的可行性和应用趋势，同时试验结果也为蒙皮的局部结构有限元仿真的模型修正工作提供了参考依据，为后续的动力学研究奠定了基础。