趙保平，孫建亮，蔡駿文，龐勇，高貴福

（北京機(jī)電工程研究所，北京 100074）

動(dòng)力學(xué)環(huán)境問題是飛行器設(shè)計(jì)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(dòng)、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[1]。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，我國航天動(dòng)力學(xué)取得了前所未有的成績。同時(shí)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(dòng)力學(xué)問題也出現(xiàn)了新的發(fā)展方向。

1 航天動(dòng)力學(xué)環(huán)境預(yù)示與虛擬試驗(yàn)技術(shù)

1.1 動(dòng)力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)進(jìn)展

動(dòng)力學(xué)環(huán)境預(yù)示是航天飛行器設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。近年來，航天動(dòng)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(dòng)力學(xué)條件提供輸入；同時(shí)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(dòng)力學(xué)模型，制定了有別于國外與國軍標(biāo)的振動(dòng)、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(jì)能量混合建模技術(shù)

飛行器在發(fā)射、飛行中受到振動(dòng)、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[2]，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(shí)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[3]。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(lì)和混響聲場動(dòng)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(dòng)沖擊實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)條件與外推技術(shù)

由于工程結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，確定動(dòng)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(jì)歸納與理論結(jié)合的方式，并取得了良好的效果。對氣動(dòng)激勵(lì)載荷一般采用壓力脈動(dòng)計(jì)算或測量值施加到飛行器表面，也采用計(jì)算氣動(dòng)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(dòng)聲學(xué)的相似律加以詳細(xì)研究。振動(dòng)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(dòng)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(lì)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(gè)基本縮比原則對新型號振動(dòng)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(jì)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[4]。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(dòng)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)[5]。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(dòng)數(shù)據(jù)處理技術(shù)[6]

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(dòng)、姿態(tài)變化等會產(chǎn)生非平穩(wěn)振動(dòng)，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(dòng)會大大降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，采用寬帶信號作為激勵(lì)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(dòng)數(shù)據(jù)處理及振動(dòng)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(shí)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(dòng)力學(xué)環(huán)境預(yù)示發(fā)展方向

航天動(dòng)力學(xué)環(huán)境主要方向是解決高速飛行器氣動(dòng)熱帶來的熱結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)問題；動(dòng)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(dòng)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(dòng)機(jī)置后不同，采用的是吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)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(jì)的氣動(dòng)/推進(jìn)/彈性耦合效應(yīng)[7]。因此，外部氣流與進(jìn)氣道流場同時(shí)作用于結(jié)構(gòu)，有嚴(yán)酷的振動(dòng)、噪聲環(huán)境；另一方面，因氣動(dòng)加熱、發(fā)動(dòng)機(jī)高溫影響，結(jié)構(gòu)特性隨溫度變化呈現(xiàn)時(shí)變特征[8]，動(dòng)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(dòng)激勵(lì)源作用機(jī)理、吸氣式飛行器內(nèi)外流激勵(lì)振動(dòng)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(dòng)飼服彈性分析、復(fù)雜系統(tǒng)時(shí)變動(dòng)力學(xué)特性分析、溫度對復(fù)雜結(jié)構(gòu)振動(dòng)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(dòng)機(jī)激勵(lì)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(jì)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(dòng)力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)

動(dòng)力學(xué)環(huán)境預(yù)示的目標(biāo)是使飛行器設(shè)計(jì)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(jì)提供了幫助，但對結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì)難以發(fā)揮根本性改變。其次，有限元、統(tǒng)計(jì)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(dòng)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(jì)合理性以及環(huán)境適應(yīng)性評價(jià)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?；舅悸肪褪歉鶕?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(jì)周期，并一次性形成設(shè)計(jì)結(jié)果優(yōu)化[9]。

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(dòng)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(gè)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(jì)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(dòng)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(jì)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(jì)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(dòng)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[10]。

1.2.3 飛行器動(dòng)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(dòng)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[11]。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(dòng)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(shí)，因振動(dòng)沖擊遙測通道數(shù)量有限，難以統(tǒng)計(jì)歸納以描述飛行器各部位狀況。熱試車、發(fā)動(dòng)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(gè)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(dòng)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(gè)飛行器設(shè)計(jì)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[11—12]。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(dòng)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(lì)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(jì)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[13]。同時(shí)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(gè)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(dòng)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(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)、振動(dòng)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[14]。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(shí)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(shí)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(dòng)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(dòng)剛度法則是給結(jié)構(gòu)施加可變的正弦激勵(lì)載荷，在考慮剛度引起的非線性同時(shí)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(dòng)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[15]，因此采用聲激勵(lì)和光測替代傳統(tǒng)激振桿或錘擊法等接觸式激勵(lì)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(lì)，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(lì)方式得出的頻率、振型結(jié)果一致，聲激勵(lì)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(dòng)試驗(yàn)技術(shù)

目前比較流行的振動(dòng)試驗(yàn)做法是用多個(gè)振動(dòng)臺模擬飛行器運(yùn)輸、發(fā)射與飛行動(dòng)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(shí)國外SD，DP，IMV，LMS等公司擁有多臺振動(dòng)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(dòng)臺試驗(yàn)、設(shè)備級三軸振動(dòng)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(dòng)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(jì)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(dòng)臺控制還需要深入研究[17]。此外還有利用多個(gè)壓電元件來模擬實(shí)際環(huán)境的分布式振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)。制定合理的多臺多軸的振動(dòng)試驗(yàn)條件，針對具體試驗(yàn)件研究激勵(lì)方案以及多軸振動(dòng)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(dòng)轉(zhuǎn)彎等動(dòng)作會產(chǎn)生過載，同時(shí)有溫度、振動(dòng)、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UC Davis大型振動(dòng)離心機(jī)系統(tǒng)包含了水平單向、垂直/水平雙向振動(dòng)、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(dòng)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(dòng)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(dòng)臺動(dòng)圈會發(fā)生偏轉(zhuǎn)，須設(shè)計(jì)糾偏系統(tǒng)，同時(shí)必須考慮對振動(dòng)臺固有特性的影響。目前國內(nèi)多為小型振動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)力學(xué)試驗(yàn)技術(shù)

由于高超聲速飛行器速度高，動(dòng)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(dòng)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[18]，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(shí)變模態(tài)試驗(yàn)技術(shù)

由于氣動(dòng)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(shí)間變化，飛行器動(dòng)力學(xué)特性隨時(shí)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[19]。

結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗(yàn)是獲取熱結(jié)構(gòu)動(dòng)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(dòng)力學(xué)的一個(gè)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(shí)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(shí)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(dòng)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(dòng)/噪聲試驗(yàn)

與熱耦合的動(dòng)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(dòng)、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(dòng)、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(jì)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(dòng)、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(dòng)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(dòng)、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(dòng)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(dòng)態(tài)范圍大和精度高，所以在熱模態(tài)、熱振動(dòng)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(dòng)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[20]和數(shù)字圖像相關(guān)方法[21]等。此外還有電子散斑干涉法、云紋干涉法等方法[21]。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(dòng)態(tài)應(yīng)變測量技術(shù)主要采用光纖Bragg光柵動(dòng)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(dòng)測量技術(shù)[22]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(dòng)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(dòng)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(dòng)沖擊響應(yīng)不但有其特殊性，而且有時(shí)比飛行環(huán)境更為嚴(yán)酷[5，23]。

飛行器-發(fā)射裝置-平臺等構(gòu)成的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)問題主要體現(xiàn)在以下方面。

1）載荷激勵(lì)存在平臺多樣性，發(fā)射狀態(tài)下風(fēng)載荷激勵(lì)，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(dòng)，艦船平臺受海浪沖擊、炮擊、爆炸沖擊傳遞到產(chǎn)品的振動(dòng)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(dòng)力學(xué)特性會發(fā)生相應(yīng)的改變[14]。

3）發(fā)射裝置、地面設(shè)備往往尺度較大，存在大尺度效應(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[18，26]。

4.1 飛行器-發(fā)射裝置動(dòng)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(dòng)，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(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)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[26]。由于系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜，很難得到精確的振動(dòng)應(yīng)力，只能采取實(shí)測數(shù)據(jù)[24]。通過大量實(shí)測數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)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(dòng)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[27]。通過比較公路、鐵路、海上、飛機(jī)運(yùn)輸振動(dòng)特點(diǎn)，公路的振動(dòng)量級最大，且主要以低頻振動(dòng)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(dòng)，并具有超高斯分布特征[25]。

4.2 飛行器-發(fā)射裝置-平臺系統(tǒng)動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(jì)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[14]。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[29]，以及如何改進(jìn)結(jié)構(gòu)，降低系統(tǒng)各部位的動(dòng)態(tài)應(yīng)力[30]。

4.3 氣候-工況/平臺誘發(fā)載荷組合環(huán)境下動(dòng)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(dòng)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(jì)或整體平均設(shè)計(jì)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(gè)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(gè)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(gè)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(dòng)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(jì)基線比較，預(yù)判出相應(yīng)的問題[1，31]。

基于上述分析，目前在該方面的發(fā)展方向主要有：氣候作用下的大尺度裝備動(dòng)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(dòng)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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