“天宮一號”目標飛行器力學試驗新技術應用

岳志勇，馮咬齊，韓曉健

（北京衛星環境工程研究所 可靠性與環境工程技術重點實驗室，北京 100094）

0 引言

航天器在運輸、發射、動力飛行到再入過程中要承受聲、振動、沖擊和加速度等[1]一系列復雜而嚴酷的動力學環境。為了保證任務成功，對于新型號平臺的航天器，必須在其結構初樣研制階段進行充分的力學試驗考核[2-3]。

“天宮一號”目標飛行器由實驗艙和資源艙兩大部分組成，高10.4 m，質量8.5×103kg，艙體最大直徑3.35 m。在研制階段，為了驗證目標飛行器整體結構設計的合理性、獲取結構固有特性及各部位的響應參數、提供分析模型修正的試驗數據，需要對其結構初樣進行充分的力學試驗考核。力學試驗內容包括：整器模態試驗、振動試驗和噪聲試驗等[2]。

本文主要介紹在目標飛行器整器的模態試驗、振動試驗和噪聲試驗過程中，針對產品特點采用的一些新技術。這些新技術可供今后其他航天器力學試驗參考使用。

1 目標飛行器模態試驗

1.1 技術難點分析

“天宮一號”結構初樣模態試驗要求測量目標飛行器整體的y、z向的一階和二階彎曲，繞x軸向的一階扭轉以及沿x向的一階縱向模態參數。與飛船或其他衛星型號相比，目標飛行器模態試驗要求更高，結構更復雜，測點更多，實施難度更大。如果使用原有的模態試驗方法和手段進行模態試驗，很難滿足試驗要求。

1.2 新的試驗技術

為了滿足“天宮一號”結構初樣模態試驗要求，硬件上選用了3臺500 N和1臺200 N的激振器，它們和原有的功率放大器、力傳感器、電荷放大器等設備組成激勵系統；軟件上采用新 LMS SCADASIII數據采集與模態分析系統，該系統能夠實現激勵信號的輸出和結構響應數據的采集及模態參數的識別、分析和驗證。

在試驗方法上，模態試驗時激勵信號采取隨機激勵和步進正弦掃描激勵兩種方式，以隨機激勵法為主，利用步進正弦掃描激勵法進行復核。同時在y、z、x三個方向和正交方向上分別使用單點激勵和多點激勵方法，得到的結果可以互相驗證。“天宮一號”目標飛行器結構初樣模態試驗模型如圖1所示。

圖1 目標飛行器模態試驗模型Fig.1 Modal testing model of target spacecraft

目標飛行器為大型航天器結構。為獲取其結構的各階共振頻率，恰當的激勵點的選擇是關鍵也是難點。試驗前初步選定了一些激勵位置，分別對結構進行了y、z、x三個方向的激勵，最終通過試驗結果確定了最佳的激勵點位置并獲取了完整的模態參數。

1.3 模態試驗情況

模態試驗時，首先使用2臺激振器，分別進行y向和z向的單點、兩點激勵，得到目標飛行器y向和z向的一階、二階模態參數；然后使用4臺激振器對y向、z向進行正交激勵，分別使用兩點同時激勵、四點同時激勵的方法，得到產品繞x軸一階扭轉模態參數；之后使用2臺激振器進行x向單點、兩點激勵，得到產品x向一階模態參數；最后使用3臺激振器進行三向正交激勵，得到了所有需要的模態參數。所得到的模態參數可以互相驗證。

通過以上各種激勵方式及試驗結果可以看出，各種單向激勵均不能將結構的動態特性完整地激勵出來。因目標飛行器為大型航天器，所以單點激勵不能將能量均勻地輸入到結構上，靠近激勵點位置的響應大，遠離激勵點位置的響應小，導致結構模態參數識別精度差。多點激勵可以克服單點激勵輸入能量不均的問題，尤其是正交多點激勵（y、z向或x、y、z向）更能夠有效地將結構的動態特性激勵出來，可獲得所有的模態參數。

2 目標飛行器振動試驗

目標飛行器分別沿x、y、z三個方向進行正弦掃描振動試驗，同一方向的試驗按以下順序進行：預振級試驗、單頻振動試驗、第一次特征級試驗、驗收級試驗、第二次特征級試驗、鑒定級試驗、第三次特征級試驗。

振動試驗時，資源艙后端框與試驗夾具間采用壓環固定，試驗夾具再與振動臺固連。試驗夾具的剛度和強度應滿足相關標準的要求。

振動試驗采用四點平均控制加響應限幅（下凹）控制方法，四點平均控制的控制面為資源艙下端面，而響應限幅控制需要在資源艙前端框和實驗艙前端面各設兩個加速度響應限幅控制點。為確定下凹量級，需確定加速度響應控制點與應變之間的關系，在試驗前需進行動力標定。動力標定采用單頻振動的方法，根據產品特點選取合適的頻率和量級，同時測量位于資源艙上所有應變片的應變值和所有加速度測點的加速度響應值。

下凹控制量級的確定應在特征級試驗之后，根據主結構受力不大于準靜態載荷設計值、振動量級不小于器/箭耦合分析的量級、目標飛行器上大型設備的輸入不高于其自身的力學環境條件的原則分別進行不同方向的驗收級及鑒定級響應量級的推算，下凹的帶寬一般應不大于4 Hz。

2.1 首次振動試驗時發現的技術問題

目標飛行器結構初樣為新研制平臺，整器的高度和質量均大于飛船，其推進艙接口尺寸和飛船一致。鑒于以上特點，選擇與飛船振動試驗一致的振動試驗設備，即在40 t振動臺上完成振動試驗，且選用“神舟”飛船的試驗夾具。

但是在結構初樣首次進行橫向大量級（驗收級、鑒定級）振動試驗時，整器和夾具產生了相對位移，不滿足試驗要求。

下面對產品和壓環連接方式進行分析。產品和壓環連接如圖2所示，其中壓環為兩個半圓環。

圖2 產品和壓環連接示意圖Fig.2 The connections of test items and fixtures

從圖2中可以看到，正常工作狀態下，T3應大于0才能保證壓環和產品壓緊；連接螺栓應有一定預緊力（擰緊力矩）才能保證振動試驗時的轉動干擾力小于產品和夾具花盆及壓環之間最大靜摩擦力。在水平向振動試驗時，由于整器會產生較大的傾覆力矩，當傾覆力矩引起的轉動干擾力大于產品和夾具花盆及壓環之間的最大靜摩擦力時，產品就會發生相對夾具的周向轉動。

引起相對位移的可能原因分析如下：

1）由于整器質量大、質心高，在大量級水平向振動試驗時，其引起的傾覆力矩也很大；

2）產品就位不準確，使得壓環局部位置T3較小甚至為0，導致產品和夾具花盆及壓環之間局部最大靜摩擦力減小；

3）壓環已經使用多年，其累積變形較大，兩端翹曲變形會導致連接螺栓預緊力相對不足，徑向張開變形引起局部位置的T3減小甚至為0，均會使產品和夾具花盆及壓環之間最大靜摩擦力減小；

4）壓環設計時T3余量不足，加大了2）、3）情況出現的可能性。

2.2 后續振動試驗中采用的新技術措施

針對以上問題，采取了新的技術改進措施，包括：

1）重新設計產品就位的輔助導向措施

產品就位示意圖如圖 3所示。產品就位過程中，在4個象限內各安裝一個新設計的輔助就位導向桿。與原導向桿相比，新導向桿采用上細下粗的倒錐形設計，T4設計值更小，既便于產品安裝，又提高了產品的就位精度，從而使圖2中的T1保持在合理范圍內。

圖3 產品就位示意圖Fig.3 Schematic diagram of test item locations

2）重新設計新壓環

將壓環設計為4個1/4圓環。由于1/4圓環的弧長比原半圓環弧減小了一半，因此每個壓環上兩端翹曲和徑向張開的累積變形就會隨之變小，從而使圖2中的T1保持在合理范圍。

新壓環上的連接螺孔采用了更小的孔徑，這意味著圖2中T2設計值減小；同時在每個壓環的兩端及中間位置各加工一個孔徑更小的連接螺孔，兼具定位作用。其作用一是用于確保試驗前壓環安裝位置最佳，即：使圖2中的T1保持在合理范圍；二是在試驗后可以利用定位螺孔將壓環固定在夾具花盆上，減小其累積變形的影響。由于產品就位精度提高了，因此即使T2減小也不會影響壓環連接螺釘的順利裝配。

根據產品質量、質心高度、試驗量級情況，將新壓環中T3設計值增大到合適范圍，也可保證試驗時壓環和產品壓緊。

3）調整連接螺栓的擰緊力矩

根據產品質量、質心高度、試驗量級情況，通過適當增加連接螺栓的擰緊力矩（預緊力），有效地提高了產品和夾具花盆及壓環之間最大靜摩擦力。

2.3 應用效果

在目標飛行器結構初樣補充振動試驗及后續的目標飛行器正樣和飛船正樣振動試驗中均采用了新壓環和新導向桿，未出現整器和夾具發生相對位移的問題，試驗任務圓滿完成。

3 目標飛行器噪聲試驗

“天宮一號”目標飛行器結構初樣整器振動試驗全部完成后，對整器的狀態進行檢查和確認以確保其滿足噪聲試驗的要求，然后將整器推進混響室進行噪聲試驗。由于目標飛行器的推進艙接口與飛船的相同，因此其噪聲試驗也在2 163 m3混響室進行，采用八點輸入四點輸出的控制方法。為了得到較為準確的加載聲譜，在2 m、6 m高度沿產品周圍各均布4個聲傳感器。試驗加載從-12 dB開始，經過-9 dB、-6 dB、-3 dB直到0 dB。

3.1 技術難點

目標飛行器轉場和噪聲試驗時均需要使用氣墊船。噪聲試驗要求整個系統一階頻率小于25 Hz。使用氣墊船轉場時操作復雜，不僅效率低而且存在安全隱患，而且考慮到目標飛行器質量大和質心高的原因，因此研制了專用的“天宮一號”轉運車。該轉運車有4個輪子，須在牽引車的牽引下轉場。但由于該轉運車不具備氣墊浮起功能，不能滿足噪聲試驗要求。

3.2 轉運車的技術改造

針對以上情況，對轉運車進行了技術改造，即在轉運車靠近輪子的位置加裝4個可拆卸新式氣囊，其承載能力較原氣墊船上使用的氣囊有很大提高，并在轉運車上方安裝了壓力表、閥門、管路等氣源控制系統。改造后的轉運車如圖4所示。

圖4 改造后的轉運車示意圖Fig.4 Transport vehicle after rebuilding

在目標飛行器轉運時，須卸下轉運車的氣囊；噪聲試驗時，再裝上氣囊，使氣囊充氣，將目標飛行器浮起。

為了滿足噪聲試驗時整個系統一階頻率小于25 Hz的要求，首先將與產品質量相當的配重放置到轉運車上，浮起氣囊，測試轉運車一階頻率。由于氣壓高低對一階頻率有影響，因此根據產品要求選擇一個合適的一階頻率，并記錄此時氣囊壓力，將此壓力作為產品噪聲試驗時氣囊標稱壓力。

由于使用牽引車牽引轉運車會造成拐彎和精確就位不便，因此可拆卸氣囊可以在不同場合配合牽引車靈活使用，大大增加了產品轉運時的方便性。

3.3 新轉運車的使用情況

改造后的轉運車首先采用配重進行了測試，滿足了要求；然后在目標飛行器的結構初樣和正樣以及飛船正樣的噪聲試驗中，均使用了新轉運車順利完成產品轉運和噪聲試驗。

4 結束語

本文介紹了目標飛行器整器進行模態試驗、振動試驗、噪聲試驗中所應用的新技術措施，試驗結果表明：

1）在大型結構模態試驗時，同時使用多個激振器進行三個方向的正交多點激勵能夠更好地將結構的動態特性激勵出來。為了保證試驗結果可靠性，可以將每個方向單點、多點的正弦和隨機激勵與正交方向（兩個方向正交或三個方向正交）的多點正弦和隨機激勵所得到的模態結果互相驗證。

2）振動試驗中采用的新技術不僅可以供后續的“天宮”、飛船等型號使用，而且新壓環及新導向桿的設計思路還可以給其他型號振動試驗夾具設計提供參考。

3）噪聲試驗中新轉運車不僅可以供后續的“天宮”、飛船等型號使用，而且其設計思路也可以供其他型號噪聲試驗參考。

（References）

[1]柯受全.衛星環境工程和模擬試驗（下）[M].北京：宇航出版社, 1996

[2]GJB 1027A—2005 運載器、上面級和航天器試驗要求[S], 2005

[3]MIL-STD-810G Environmental engineering considerations and laboratory tests[S], 2008