關(guān)于航天動力學(xué)環(huán)境的最新進(jìn)展與技術(shù)展望論文
航天動力學(xué)是研究航天器和運(yùn)載器在飛行中所受的力及其在力作用下的運(yùn)動的學(xué)科,又稱星際航行動力學(xué)。航天動力學(xué)研究的運(yùn)動包括航天器的質(zhì)心運(yùn)動,稱軌道運(yùn)動;航天器相對于自身質(zhì)心的運(yùn)動和各部分的相對運(yùn)動,稱姿態(tài)運(yùn)動;以及與航天器發(fā)射、航天器軌道機(jī)動飛行有關(guān)的火箭運(yùn)動。以下是學(xué)習(xí)啦小編今天為大家精心準(zhǔn)備的:關(guān)于航天動力學(xué)環(huán)境的最新進(jìn)展與技術(shù)展望相關(guān)論文。內(nèi)容僅供參考,歡迎閱讀!
關(guān)于航天動力學(xué)環(huán)境的最新進(jìn)展與技術(shù)展望全文如下:
動力學(xué)環(huán)境問題是飛行器設(shè)計中的基礎(chǔ)與關(guān)鍵,國內(nèi)外航天器在發(fā)射與飛行中振動、沖擊造成的故障占據(jù)了相當(dāng)大的比例,輕者影響精度和飛行穩(wěn)定性,重者會造成失敗。隨著航天技術(shù)的發(fā)展,我國航天動力學(xué)取得了前所未有的成績。同時由于信息、材料、微機(jī)械等技術(shù)的進(jìn)步,飛行器也呈現(xiàn)出新的特點(diǎn),動力學(xué)問題也出現(xiàn)了新的發(fā)展方向。
1 航天動力學(xué)環(huán)境預(yù)示與虛擬試驗(yàn)技術(shù)
1.1 動力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)進(jìn)展
動力學(xué)環(huán)境預(yù)示是航天飛行器設(shè)計的基礎(chǔ)。近年來,航天動力學(xué)在環(huán)境預(yù)示方法上有所突破,開始擺脫對國外標(biāo)準(zhǔn)的依賴,并逐步走上工程實(shí)測數(shù)據(jù)持續(xù)修正的道路。一方面覆蓋高頻、中頻、低頻的全頻域混合建模預(yù)示技術(shù)得到快速應(yīng)用,為研制初期的動力學(xué)條件提供輸入;同時采用型號研制累積的大量實(shí)測數(shù)據(jù)不斷修正,某些產(chǎn)品形成了比較精確的動力學(xué)模型,制定了有別于國外與國軍標(biāo)的振動、沖擊條件,并據(jù)此探索了多種經(jīng)驗(yàn)外推、混合建模、非平穩(wěn)數(shù)據(jù)處理等技術(shù)。
1.1.1 有限元-統(tǒng)計能量混合建模技術(shù)
飛行器在發(fā)射、飛行中受到振動、沖擊和噪聲影響,早期飛行器問題主要集中在低頻部分,一般采用有限元方法就能解決。隨著飛行器的發(fā)展,輕質(zhì)、柔性、次級結(jié)構(gòu)、設(shè)備內(nèi)部結(jié)構(gòu)等作用凸現(xiàn),中高頻問題凸現(xiàn),所以近年來對FE-SEA 混合方法的研究很多。主要針對航天器等復(fù)雜系統(tǒng)的特點(diǎn),以飛行器典型結(jié)構(gòu)為主,利用板梁組合結(jié)構(gòu)開展數(shù)值仿真,并細(xì)分子系統(tǒng)連接關(guān)系,使復(fù)雜連接隨機(jī)子系統(tǒng)間能量傳輸關(guān)系具有了完整表達(dá)式。同時提出了損耗因子修正、推力修正、設(shè)備傳遞特性修正三級修正方法。完成了諸如衛(wèi)星天線、太陽帆板、整星結(jié)構(gòu)、運(yùn)載器、導(dǎo)彈儀器艙、超聲速飛行器等基礎(chǔ)激勵和混響聲場動響應(yīng),并與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比。中頻段預(yù)示與實(shí)測結(jié)果之間吻合較好,甚至部分精度已經(jīng)達(dá)到±3 dB,但存在某些整體模態(tài)被遺漏、響應(yīng)結(jié)果應(yīng)用到復(fù)雜系統(tǒng)局部細(xì)分不夠等問題,模型還需進(jìn)一步完善。
1.1.2 振動沖擊實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計條件與外推技術(shù)
由于工程結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性,確定動力學(xué)環(huán)境的方法除混合建模外,還大量采用實(shí)測數(shù)據(jù)或相似產(chǎn)品外推等統(tǒng)計歸納與理論結(jié)合的方式,并取得了良好的效果。對氣動激勵載荷一般采用壓力脈動計算或測量值施加到飛行器表面,也采用計算氣動聲學(xué)CAA 的方法。該方法彌補(bǔ)了傳統(tǒng)CFD 寬頻聲波不同波長傳播不能準(zhǔn)確刻畫的缺點(diǎn),與CFD 緊密關(guān)聯(lián)成為今后的重要方向,但在比例模型試驗(yàn)方面,需要對氣動聲學(xué)的相似律加以詳細(xì)研究。
振動沖擊環(huán)境外推法是在參考型號有直接測量結(jié)果、新型號與參考型號的動力載荷自譜相似、測量位置結(jié)構(gòu)近似的前提下,按照激勵源縮比、結(jié)構(gòu)表面質(zhì)量密度縮比、飛行器直徑縮比等三個基本縮比原則對新型號振動響應(yīng)自譜量級進(jìn)行外推的一種方法,彌補(bǔ)了有限元和統(tǒng)計能量缺點(diǎn),簡單實(shí)用,適用新型號研制,應(yīng)用相當(dāng)廣泛。我國積累了大量數(shù)據(jù),逐步形成了諸如根據(jù)設(shè)備固有頻率特性確定半正弦沖擊和能量譜點(diǎn)火沖擊條件的制定方法,根據(jù)飛行數(shù)據(jù)確定振動環(huán)境條件并據(jù)此給出了馬赫數(shù)從低到高的外推公式等經(jīng)驗(yàn)公式和標(biāo)準(zhǔn)。由于數(shù)據(jù)積累系統(tǒng)性不夠,基礎(chǔ)數(shù)據(jù)挖掘不到位,與產(chǎn)品結(jié)構(gòu)、性能等參數(shù)關(guān)聯(lián)度不高,應(yīng)用水平與國外相比還有較大差距。
1.1.3 非高斯、非平穩(wěn)振動數(shù)據(jù)處理技術(shù)
飛行器在運(yùn)輸中因路面質(zhì)量會誘發(fā)結(jié)構(gòu)碰撞,飛行中因推力脈動、姿態(tài)變化等會產(chǎn)生非平穩(wěn)振動,實(shí)測數(shù)據(jù)分析表明,其具有明顯的超高斯分布特征。試驗(yàn)與仿真表明,超高斯分布振動會大大降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命,采用寬帶信號作為激勵進(jìn)行疲勞仿真分析,隨峭度的增大疲勞損傷積累加快,疲勞壽命縮短。目前振動數(shù)據(jù)處理及振動試驗(yàn)條件均按照高斯分布進(jìn)行,忽略了功率譜密度相同但時域數(shù)據(jù)分布不同對結(jié)構(gòu)影響的差異,在某些特定的情況下應(yīng)予以重視。
1.2 航天動力學(xué)環(huán)境預(yù)示發(fā)展方向
航天動力學(xué)環(huán)境主要方向是解決高速飛行器氣動熱帶來的熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題;動力學(xué)環(huán)境如何準(zhǔn)確定位到設(shè)備甚至功能單元一級;如何建立起地面試驗(yàn)結(jié)果與飛行狀態(tài)下的響應(yīng)之間的關(guān)系等問題。
1.2.1 高速飛行器熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)環(huán)境分析預(yù)示技術(shù)
高速飛行器是世界各國發(fā)展的重點(diǎn),特別是長期在大氣層飛行情況下與以往發(fā)動機(jī)置后不同,采用的是吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機(jī),具有飛行器結(jié)構(gòu)推進(jìn)一體化特點(diǎn)以及影響控制系統(tǒng)設(shè)計的氣動/推進(jìn)/彈性耦合效應(yīng)。因此,外部氣流與進(jìn)氣道流場同時作用于結(jié)構(gòu),有嚴(yán)酷的振動、噪聲環(huán)境;另一方面,因氣動加熱、發(fā)動機(jī)高溫影響,結(jié)構(gòu)特性隨溫度變化呈現(xiàn)時變特征,動力學(xué)環(huán)境具有全頻域以及與高溫耦合的特點(diǎn)。因此,氣動激勵源作用機(jī)理、吸氣式飛行器內(nèi)外流激勵振動環(huán)境預(yù)示與控制、流-固-溫耦合物理場分析、熱振聲多物理場分析、熱氣動飼服彈性分析、復(fù)雜系統(tǒng)時變動力學(xué)特性分析、溫度對復(fù)雜結(jié)構(gòu)振動固有頻率影響機(jī)理、熱虛擬試驗(yàn)等技術(shù)成為目前研究的熱點(diǎn)。
目前在沖壓發(fā)動機(jī)激勵源預(yù)示技術(shù)方面取得了一定突破,在多物理場、特性分析、熱飼服彈性分析等方面采用數(shù)值模擬、有限元分析與風(fēng)洞試驗(yàn)、熱模態(tài)試驗(yàn)等相結(jié)合的方法取得了較大進(jìn)步,但對內(nèi)外流場致振機(jī)理等尚不清楚,熱結(jié)構(gòu)試驗(yàn)與計算結(jié)果之間還存在很多不解之處。
1.2.2 基于設(shè)備功能的動力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)
動力學(xué)環(huán)境預(yù)示的目標(biāo)是使飛行器設(shè)計達(dá)到輕量和良好的特性。目前的預(yù)示方法采用輸入—結(jié)構(gòu)傳遞—響應(yīng)分析方法,屬于正向分析,只有結(jié)構(gòu)確定后才能進(jìn)行。盡管對結(jié)構(gòu)優(yōu)化、完善設(shè)計提供了幫助,但對結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計難以發(fā)揮根本性改變。其次,有限元、統(tǒng)計能量方法也存在不夠細(xì)化、不能預(yù)示到設(shè)備和功能單元局部的缺點(diǎn),只能給出全系統(tǒng)級或者艙段級的環(huán)境,即動力學(xué)環(huán)境預(yù)示與目標(biāo)設(shè)備/單元功能、結(jié)構(gòu)設(shè)計合理性以及環(huán)境適應(yīng)性評價之間的橋梁沒有建立起來。因此,近年來提出了基于設(shè)備功能的反向分析方法,即逆問題。基本思路就是根據(jù)飛行器設(shè)備的功能指標(biāo)敏感性要求,把功能指標(biāo)分解到設(shè)備安裝部位和敏感物理量上,甚至對結(jié)構(gòu)某些重要位置提出控制指標(biāo)要求,這樣會縮短設(shè)計周期,并一次性形成設(shè)計結(jié)果優(yōu)化。
目前對該方法的研究取得了初步成果。其基本過程是:首先對飛行器不同位置、相同位置不同功能設(shè)備的動力學(xué)環(huán)境敏感量進(jìn)行分析,在位移、速度、加速度等18 個物理量中篩選,并分解到安裝結(jié)構(gòu)位置甚至到結(jié)構(gòu)傳遞路徑,作為顯性指標(biāo)用于約束結(jié)構(gòu)設(shè)計和評估,結(jié)構(gòu)完成后再進(jìn)行預(yù)示,對結(jié)構(gòu)目標(biāo)點(diǎn)預(yù)示結(jié)果指標(biāo)進(jìn)行轉(zhuǎn)化,與分解指標(biāo)進(jìn)行對比評估。這樣,利用不同設(shè)備功能敏感的動力學(xué)環(huán)境特征量的不同,將預(yù)示結(jié)果與結(jié)構(gòu)設(shè)計約束之間建立起直接聯(lián)系,是未來飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計的發(fā)展方向。該方法已初步用于慣性器件、光學(xué)導(dǎo)航、舵系統(tǒng)的動力學(xué)環(huán)境預(yù)示分析中,初步確定了功能設(shè)備敏感指標(biāo)體系,并給出了指標(biāo)轉(zhuǎn)化方法,形成了一套較完整的思路。
1.2.3 飛行器動力學(xué)環(huán)境天地一致性問題研究
分析并模擬產(chǎn)品結(jié)構(gòu)所在位置動力學(xué)環(huán)境的有效性是結(jié)構(gòu)響應(yīng)預(yù)測的關(guān)鍵之一。飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜,且具有多源輸入特征,飛行中邊界、氣動附加剛度、載荷、噪聲等影響因素很多,產(chǎn)品分析與地面試驗(yàn)的狀態(tài)、模型等一致性難以得到保證,傳統(tǒng)方法對飛行復(fù)雜環(huán)境的準(zhǔn)確預(yù)示比較困難。同時,因振動沖擊遙測通道數(shù)量有限,難以統(tǒng)計歸納以描述飛行器各部位狀況。熱試車、發(fā)動機(jī)試驗(yàn)、火箭撬、功能試驗(yàn)等僅驗(yàn)證了飛行狀態(tài)中的一個特定狀態(tài),但地面試驗(yàn)數(shù)量很大。
天地一致性正是綜合利用地面試驗(yàn)、分析和飛行遙測數(shù)據(jù),根據(jù)地面試驗(yàn)系統(tǒng)與飛行狀態(tài)下結(jié)構(gòu)響應(yīng)之間存在的映射關(guān)系,采用基于映射關(guān)系的動力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù),對未知部位進(jìn)行預(yù)測。目前,在多個飛行器設(shè)計中得到了初步應(yīng)用。主要采用地面模態(tài)試驗(yàn)、地面試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)建立模型,消除地面邊界條件影響,運(yùn)用支持向量回歸機(jī)構(gòu)建立兩者之間的映射關(guān)系模型。通過大量地面試驗(yàn)與遙測數(shù)據(jù)作為訓(xùn)練樣本,得到了回歸模型曲線,并在典型結(jié)構(gòu)上得到了試驗(yàn)驗(yàn)證,實(shí)現(xiàn)了由遙測點(diǎn)到其他結(jié)構(gòu)點(diǎn)的預(yù)測。應(yīng)用還存在不少缺點(diǎn),一是遙測點(diǎn)數(shù)量有限,映射模型精度較低;二是遙測飛行環(huán)境較好,遙測數(shù)據(jù)樣本量不夠完備,邊界條件模型精度不高,需要結(jié)合仿真分析完成。
1.2.4 動力學(xué)環(huán)境虛擬試驗(yàn)技術(shù)
虛擬試驗(yàn)是隨航空航天等技術(shù)發(fā)展和任務(wù)增加及大量數(shù)據(jù)積累而產(chǎn)生的,其意義在于:一方面產(chǎn)品模型包含了不同激勵下的響應(yīng)信息,可分析方向性結(jié)果,降低人工判斷遺漏,減少實(shí)物試驗(yàn)數(shù)量,降低成本;另一方面,實(shí)物試驗(yàn)前對試驗(yàn)設(shè)計方案進(jìn)行快速評估,確定其合理性和可行性以及安全、質(zhì)量、經(jīng)濟(jì)性。同時對于超出試驗(yàn)?zāi)芰Ψ秶蚱渌拗频?,或難度大、成本高以及無法準(zhǔn)確模擬極限載荷工況情況的,更適合采用虛擬試驗(yàn)技術(shù)對其進(jìn)行考核驗(yàn)證。
虛擬試驗(yàn)建模過程側(cè)重于大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)積累和不斷修正的結(jié)果上,因此需要一個循序漸進(jìn)不斷完善的過程。國外起步較早,美國已形成基于虛擬試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)的公共支撐框架TENA,以及以JMETC 為代表的大型綜合試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng),并在F-22、宙斯盾等武器系統(tǒng)中得到應(yīng)用。國內(nèi)取得了一些階段性的應(yīng)用成果,軍工產(chǎn)品虛擬試驗(yàn)領(lǐng)域已形成自主知識產(chǎn)權(quán)的通用支撐技術(shù)框架VITA。主要困難在于數(shù)據(jù)積累及其規(guī)范性較差,比較簡單的結(jié)構(gòu)和單一因素的虛擬試驗(yàn)方法已取得良好進(jìn)展,而復(fù)雜結(jié)構(gòu)多物理場耦合環(huán)境方面還存在很大距離。
2 航天動力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)
2.1 大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)
模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展較成熟,在單點(diǎn)與多點(diǎn)正弦激振的基礎(chǔ)上發(fā)展了多點(diǎn)隨機(jī)激振和綜合模態(tài)試驗(yàn)技術(shù),目前已廣泛用于航天等領(lǐng)域結(jié)構(gòu)動態(tài)設(shè)計、振動控制和故障診斷中。我國航天器、運(yùn)載器和發(fā)射裝置等大型系統(tǒng)均開展結(jié)構(gòu)模態(tài)分析、模態(tài)試驗(yàn),研制過程中要進(jìn)行結(jié)構(gòu)部組件、全系統(tǒng)、飛行器/發(fā)射箱(筒)/發(fā)射架(車)/平臺聯(lián)合模態(tài)試驗(yàn),以確定結(jié)構(gòu)系統(tǒng)特性對發(fā)射精度、飛行穩(wěn)定性和設(shè)備環(huán)境適應(yīng)性的影響。大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗(yàn)方法主要有寬帶隨機(jī)激振法、純模態(tài)法、錘擊法、步進(jìn)正弦法、工作模態(tài)法等。模態(tài)參數(shù)辨識方法常用的有頻域直接擬合法、時域多參考點(diǎn)復(fù)指數(shù)法LSCE 算法、工作模態(tài)polymax 算法等。大型模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展有高溫環(huán)境下的熱模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)、三維/多體等非梁模型識別與應(yīng)用、時變結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)識別方法。
在航天產(chǎn)品中往往存在多體、集中質(zhì)量、間隙、弱連接、柔性結(jié)構(gòu)等結(jié)構(gòu)非線性以及剛度、質(zhì)量、阻尼等參數(shù)非線性,相應(yīng)技術(shù)尚不成熟,目前多用于飛行器操縱面模態(tài)試驗(yàn)。方法主要有測量靜剛度法、測量動剛度法、消除間隙和摩擦的橡皮繩加載法以及改變激振力的純模態(tài)試驗(yàn)方法。測量靜剛度法是測量結(jié)構(gòu)在不同靜力載荷下的剛度。測量動剛度法則是給結(jié)構(gòu)施加可變的正弦激勵載荷,在考慮剛度引起的非線性同時引入了阻尼引起的非線性。橡皮繩加載法則是用彈性力消除結(jié)構(gòu)間隙和摩擦,然后測量結(jié)構(gòu)線性化后的模態(tài)參數(shù)。改變激振力的純模態(tài)試驗(yàn)方法跟線性結(jié)構(gòu)純模態(tài)法類似,通過改變激振力的頻率和大小、得到不同激振力下的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)[15—16]。
2.2 微機(jī)械模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)
新型飛行器大量采用慣導(dǎo)對準(zhǔn)、地形匹配、光學(xué)制導(dǎo)等技術(shù),相應(yīng)的印制電路板、輔助結(jié)構(gòu)、機(jī)構(gòu)、支架、內(nèi)部結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特性直接影響飛行穩(wěn)定性和設(shè)備精度。由于此類結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、剛度小、結(jié)構(gòu)復(fù)雜,傳統(tǒng)模態(tài)試驗(yàn)方法帶來的附加剛度和質(zhì)量與被測結(jié)構(gòu)相當(dāng),精度難以保證,因此采用聲激勵和光測替代傳統(tǒng)激振桿或錘擊法等接觸式激勵和加速度傳感器測量方法,可以彌補(bǔ)相應(yīng)不足。重音喇叭發(fā)出的聲能足以激發(fā)出小質(zhì)量結(jié)構(gòu)件的模態(tài),但要解決聲源與現(xiàn)有設(shè)備的阻抗匹配、相位匹配等問題。目前國內(nèi)有采用低頻高密度體積聲源集成的非接觸激勵,加速度測量采用激光測振儀,消除了附加剛度和質(zhì)量的影響。通過對比試驗(yàn),兩種激勵方式得出的頻率、振型結(jié)果一致,聲激勵試驗(yàn)結(jié)果與典型算例結(jié)果更吻合,精度更高。
2.3 多輸入多輸出振動試驗(yàn)技術(shù)
目前比較流行的振動試驗(yàn)做法是用多個振動臺模擬飛行器運(yùn)輸、發(fā)射與飛行動力學(xué)環(huán)境,以模擬多激振源,并提高激振力分布均勻性或提高推力以及柔性結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)效果,并在軍事、航空、電子等領(lǐng)域廣泛應(yīng)用,美軍標(biāo)和國內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)均有相關(guān)內(nèi)容。同時國外SD,DP,IMV,LMS 等公司擁有多臺振動控制儀商用產(chǎn)品。
國內(nèi)在20 世紀(jì)90 年代就開始了這方面的研究,在細(xì)長體雙振動臺試驗(yàn)、設(shè)備級三軸振動試驗(yàn)方面應(yīng)用比較成熟,并形成了相關(guān)行業(yè)和國軍標(biāo)等標(biāo)準(zhǔn)。南航、億恒等單位多臺控制技術(shù)也逐步成熟并形成了商用產(chǎn)品。目前中國航空綜合技術(shù)研究所等正在建設(shè)大型多振動臺試驗(yàn)系統(tǒng),但大型產(chǎn)品結(jié)構(gòu)多樣,特性各異,而多輸入多輸出控制方法依賴于產(chǎn)品結(jié)構(gòu)傳遞特性,所以通過實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計歸納而形成試驗(yàn)條件,包括控制矩陣對角元素設(shè)定在內(nèi)的多振動臺控制還需要深入研究。此外還有利用多個壓電元件來模擬實(shí)際環(huán)境的分布式振動試驗(yàn)技術(shù)。制定合理的多臺多軸的振動試驗(yàn)條件,針對具體試驗(yàn)件研究激勵方案以及多軸振動與熱環(huán)境耦合試驗(yàn)方法等問題是以后研究的重點(diǎn)方向。
2.4 離心復(fù)合試驗(yàn)技術(shù)
飛行器在機(jī)動轉(zhuǎn)彎等動作會產(chǎn)生過載,同時有溫度、振動、沖擊等共同作用的復(fù)合環(huán)境。對于特定產(chǎn)品結(jié)構(gòu),離心復(fù)合環(huán)境會影響到產(chǎn)品的精度和功能。離心復(fù)合試驗(yàn)在國內(nèi)外發(fā)展比較迅速,美國的UCDavis 大型振動離心機(jī)系統(tǒng)包含了水平單向、垂直/水平雙向振動、試驗(yàn)攝像觀測系統(tǒng)、電阻層析成像系統(tǒng)等,是目前振動離心機(jī)的最高水平。
目前國內(nèi)的離心復(fù)合試驗(yàn)技術(shù)通常是以離心機(jī)為主體,在機(jī)臂上安裝溫度箱、振動臺來實(shí)現(xiàn)的。這種方法存在的技術(shù)難題是離心力作用下振動臺動圈會發(fā)生偏轉(zhuǎn),須設(shè)計糾偏系統(tǒng),同時必須考慮對振動臺固有特性的影響。目前國內(nèi)多為小型振動離心機(jī),并在航天、水利水電以及核工業(yè)得到應(yīng)用,但振動臺推力偏小限制了試驗(yàn)系統(tǒng)的廣泛應(yīng)用。中物院等單位對離心復(fù)合試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行了深入研究,并根據(jù)需求提出了模擬飛行過程的高動態(tài)離心試驗(yàn)、STS 環(huán)境模擬等試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)。
3 熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)試驗(yàn)技術(shù)
由于高超聲速飛行器速度高,動力學(xué)特性與以往有很大不同,尤其以高溫耦合影響為重。在熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模分析的基礎(chǔ)上,根據(jù)考核目的應(yīng)盡量減少耦合因素,突出主要矛盾,可以分別進(jìn)行兩兩或多耦合因素試驗(yàn)驗(yàn)證。
3.1 熱結(jié)構(gòu)時變模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)
由于氣動加熱效應(yīng)等影響,高速飛行器結(jié)構(gòu)受到溫度梯度影響,相應(yīng)的材料物性參數(shù)、結(jié)構(gòu)剛度、熱應(yīng)力等隨飛行時間變化,飛行器動力學(xué)特性隨時間變化并影響到飛行控制。高溫影響機(jī)理復(fù)雜,對簡單結(jié)構(gòu)而言,以材料彈性模量下降為主,符合結(jié)構(gòu)固有頻率下降規(guī)律;對復(fù)雜結(jié)構(gòu),熱應(yīng)力導(dǎo)致剛度分布變化,結(jié)構(gòu)特性難以預(yù)測,各階固有頻率并不完全符合隨溫度升高而降低的直觀規(guī)律。
結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗(yàn)是獲取熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的主要方法,但由于地面試驗(yàn)受到的影響因素更多,熱邊界影響以及結(jié)構(gòu)邊界受熱影響的剛度變化復(fù)雜,也是國內(nèi)外研究的前沿與熱點(diǎn),成為集控制、信號處理和結(jié)構(gòu)動力學(xué)的一個交叉學(xué)科,借助線性系統(tǒng)和信號處理等領(lǐng)域的研究成果發(fā)展出一些有效的時變模態(tài)參數(shù)辨識算法。國外如NASA 早期研究成果表明,溫度對結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)的影響明顯,但振型基本不變,均為基于傅里葉變換的模態(tài)參數(shù)辨識算法,僅是溫度穩(wěn)定環(huán)境結(jié)論。國內(nèi)基于高超聲速飛行器發(fā)展,提出了基于遞推子空間方法的時變模態(tài)參數(shù)辨識算法,可以通過狀態(tài)空間聯(lián)系到結(jié)構(gòu)的振動微分方程,找到彼此的契合點(diǎn),這種方法也是參數(shù)化的模型,識別精度更高。工程中一般分兩步完成,先獲取不同溫度穩(wěn)定環(huán)境下的模態(tài)參數(shù),以此為基礎(chǔ)再獲取結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)隨著溫度變化的詳細(xì)變化。
3.2 熱振動/噪聲試驗(yàn)
與熱耦合的動力學(xué)試驗(yàn)用于驗(yàn)證不同溫度、濕度分布下結(jié)構(gòu)的傳熱特性,溫度分布以及振動、噪聲、疲勞特性。由于影響因素多、技術(shù)難度大,到20 世紀(jì)90年代才開始逐步完成工程實(shí)現(xiàn)。飛行器昂貴且材料存在不可逆因素,一般按熱振動、熱噪聲、熱疲勞等兩兩組合進(jìn)行試驗(yàn),從飛行器經(jīng)歷的環(huán)境剖面及飛行器局部分析,提煉需解決的主要矛盾,分析、設(shè)計多組試驗(yàn),進(jìn)行相對簡化的環(huán)境因素組合模擬和覆蓋性考核與評估。目前具有熱噪聲試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)?zāi)芰Φ膰矣械聡?、俄羅斯、美國等,根據(jù)考核的主要目的進(jìn)行部件、艙段、整機(jī)試驗(yàn)。國內(nèi)航天、航空等試驗(yàn)機(jī)構(gòu)均建成了較大規(guī)模的熱試驗(yàn)設(shè)施,具有系統(tǒng)級1300 ℃以下熱振動、熱強(qiáng)度、熱疲勞、熱模態(tài)試驗(yàn)?zāi)芰?,部件?50 ℃以下熱噪聲試驗(yàn)?zāi)芰?。熱噪聲試?yàn)主要針對薄蒙皮、TPS結(jié)構(gòu)等對熱、噪聲聯(lián)合作用敏感的結(jié)構(gòu)。
3.3 熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)參數(shù)非接觸式測量技術(shù)
由于高溫的影響,傳統(tǒng)的應(yīng)變、振動、壓力測量手段受到限制,因此,近年來出現(xiàn)了適宜高溫環(huán)境下測量的新技術(shù)。
非接觸式振動測量技術(shù)主要是應(yīng)用多普勒原理、激光干涉原理的測振方法,因其非接觸、無附加質(zhì)量、動態(tài)范圍大和精度高,所以在熱模態(tài)、熱振動等試驗(yàn)中廣泛應(yīng)用。由于其存在安裝對準(zhǔn)、激光反射效果、熱蒸騰效應(yīng)問題,影響了振動測量精度。
非接觸式熱應(yīng)變測量方法有基于數(shù)字圖像處理的方法和數(shù)字圖像相關(guān)方法等。此外還有電子散斑干涉法、云紋干涉法等方法。這些方法測量靈敏度非常高,并具有測量結(jié)果直觀可視的優(yōu)點(diǎn)。
高動態(tài)應(yīng)變測量技術(shù)主要采用光纖Bragg 光柵動態(tài)應(yīng)變傳感器,其特點(diǎn)是信號頻率高、信噪比高。瞬態(tài)應(yīng)變測試在實(shí)用的信號解調(diào)方面還存在響應(yīng)速度方面的瓶頸問題,尚需做大量工作。
壓力脈動測量技術(shù)包括有以下幾種:傳感器外加冷卻護(hù)套,但存在局部冷區(qū)大熱梯度和聲歪曲;光纖傳聲器,在727 ℃以下有良好頻響特性;等離子傳聲器,可用于高溫、高速、高焓值氣流中的噪聲、熱流等多參數(shù)的同步測試;將高溫下的噪聲用波導(dǎo)管導(dǎo)出測量,已在發(fā)動機(jī)內(nèi)部噪聲測試等任務(wù)中得到應(yīng)用。
4 氣候環(huán)境作用下復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題
飛行器地面階段運(yùn)輸、執(zhí)勤環(huán)境復(fù)雜,存在平臺、工作/人工誘發(fā)與氣候組合環(huán)境影響,其振動沖擊響應(yīng)不但有其特殊性,而且有時比飛行環(huán)境更為嚴(yán)酷。
飛行器-發(fā)射裝置-平臺等構(gòu)成的系統(tǒng)動力學(xué)問題主要體現(xiàn)在以下方面。
1)載荷激勵存在平臺多樣性,發(fā)射狀態(tài)下風(fēng)載荷激勵,車輛運(yùn)輸中道路障礙等情況下的顛簸沖擊、剎車沖擊、振動,艦船平臺受海浪沖擊、炮擊、爆炸沖擊傳遞到產(chǎn)品的振動沖擊響應(yīng)等[24]。
2)連接結(jié)構(gòu)存在諸如多聯(lián)裝剛彈轉(zhuǎn)換、適配器、運(yùn)輸中的減震器陣列等特殊情況,以及車輛發(fā)射裝置起豎折疊狀態(tài)下的多體結(jié)構(gòu),存在結(jié)構(gòu)非線性,在溫度變化等情況下動力學(xué)特性會發(fā)生相應(yīng)的改變。
3)發(fā)射裝置、地面設(shè)備往往尺度較大,存在_效應(yīng),在溫度、陽光、風(fēng)載荷、平臺誘發(fā)等疊加或綜合作用下,產(chǎn)生局部變形等,即存在局部微環(huán)境問題,長期作用下產(chǎn)生疲勞或應(yīng)力腐蝕。
4.1 飛行器-發(fā)射裝置動力學(xué)響應(yīng)分析
地面階段主要表現(xiàn)為運(yùn)輸中的沖擊、振動,艦載爆炸沖擊、風(fēng)載荷等情況。近年來國內(nèi)外利用NASTRAN 等軟件開展了大量研究,特別是對水下爆炸沖擊響應(yīng)進(jìn)行了深入分析,采用大質(zhì)量法、動態(tài)設(shè)計分析等方法,綜合考慮了分布質(zhì)量慣性力、結(jié)構(gòu)傳播效應(yīng)等因素,給出了發(fā)射裝置的變形和應(yīng)力,并得出大長細(xì)比產(chǎn)品對沖擊敏感、橫向響應(yīng)較大、沿長度方向響應(yīng)差異較大等結(jié)論。
由于系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜,很難得到精確的振動應(yīng)力,只能采取實(shí)測數(shù)據(jù)。通過大量實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析,得到了直接用于工程的成果,火箭在運(yùn)輸車上的振動應(yīng)力為正態(tài)分布或威布爾分布,對組合系統(tǒng)力學(xué)特性影響很大。通過比較公路、鐵路、海上、飛機(jī)運(yùn)輸振動特點(diǎn),公路的振動量級最大,且主要以低頻振動為主。通過實(shí)測數(shù)據(jù)也發(fā)現(xiàn),在大外載荷作用下,如在路況很差、風(fēng)浪很大的情況下,由于連接結(jié)構(gòu)、接觸面、安裝固定面的存在,可能會激發(fā)出多平臺固有頻率以外的高頻沖擊振動,并具有超高斯分布特征。
4.2 飛行器-發(fā)射裝置-平臺系統(tǒng)動力學(xué)特性研究
地面階段存在連接狀態(tài)差別大、邊界不確定性大、導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)非線性變化等影響,諸如運(yùn)輸狀態(tài)下的彈性(減震器陣列等)邊界、動態(tài)載荷下邊界力變化、待機(jī)發(fā)射狀態(tài)邊界、車/艦發(fā)射過程中的適配器滑動狀態(tài)變化、機(jī)載發(fā)射、不同溫度/濕度/風(fēng)載荷影響、水下發(fā)射影響等。僅部分情況一階固有頻率計算較為準(zhǔn)確[28],且不同測試方法(敲擊法、路障沖擊工作模態(tài)等)模態(tài)頻率差別較大。目前產(chǎn)品研制過程中均要完成水下模態(tài)、發(fā)射箱/架/飛行器、車輛/發(fā)射箱/飛行器、飛機(jī)/發(fā)射架/飛行器等穩(wěn)定狀態(tài)的特性試驗(yàn),除研究飛行器在平臺的性能變化外,還可以獲取飛行器對平臺系統(tǒng)的影響,如是否會與機(jī)翼、發(fā)射箱等發(fā)生共振,以及如何改進(jìn)結(jié)構(gòu),降低系統(tǒng)各部位的動態(tài)應(yīng)力。
4.3 氣候-工況/平臺誘發(fā)載荷組合環(huán)境下動力學(xué)特性研究
飛行器在地面階段盡管溫度比較溫和,但平臺誘發(fā)、氣候環(huán)境的復(fù)合及累積效應(yīng)突出。艦船平臺上,除經(jīng)歷搖擺、沖擊和振動外,還有陽光照射的光化學(xué)和溫升效應(yīng)。大型產(chǎn)品大尺寸效應(yīng)產(chǎn)生的累積變形和應(yīng)力不容忽視,與鹽霧、潮濕等形成氣候-力學(xué)復(fù)合環(huán)境,加劇了結(jié)構(gòu)的破壞。地面車輛平臺經(jīng)歷顛簸、剎車等過載和沖擊以及氣候環(huán)境影響。平臺上大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng)內(nèi)部可能會存在著大量高于設(shè)計或整體平均設(shè)計條件的局部微環(huán)境,如大型結(jié)構(gòu)中的減震器陣列在外力誘發(fā)下的不均勻分布會導(dǎo)致某個減震器失效并導(dǎo)致連鎖反應(yīng)整體損壞,固發(fā)中的裝藥界面應(yīng)力等,影響飛行器壽命。
系統(tǒng)的損壞最終可以歸結(jié)為某個部位、構(gòu)件、器件的故障,因此,目前的解決方法主要是把地面階段飛行器與平臺作為一個多體、柔性、非線性系統(tǒng)分析,確定關(guān)鍵薄弱環(huán)節(jié),并根據(jù)局部結(jié)構(gòu)的工況載荷應(yīng)力和微氣候環(huán)境等效成典型試驗(yàn)構(gòu)件,附加少量整機(jī)級試驗(yàn),評估其適應(yīng)性和壽命。此外,為防止偶發(fā)事件和系統(tǒng)復(fù)雜性難以判斷的破壞問題,普遍采用自動記錄設(shè)備,可以長期監(jiān)測關(guān)鍵部位環(huán)境數(shù)據(jù),并與設(shè)計基線比較,預(yù)判出相應(yīng)的問題。
基于上述分析,目前在該方面的發(fā)展方向主要有:氣候作用下的_裝備動力學(xué)分析及疲勞壽命研究;氣候環(huán)境下復(fù)雜結(jié)構(gòu)力學(xué)特性分析技術(shù);飛行器-發(fā)射裝置-平臺系統(tǒng)微環(huán)境分析;健康管理與診斷技術(shù)等。
5 結(jié)語
飛行器動力學(xué)環(huán)境問題會隨著工程需求不斷出現(xiàn)新的變化,但解決方法不外乎分析與試驗(yàn)兩種方法。通過工程實(shí)踐,分析預(yù)示、試驗(yàn)與產(chǎn)品功能密切相關(guān),型號結(jié)構(gòu)、功能、材料、器件的變化,會帶來分析與試驗(yàn)方法的變化。
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