基于分布式激勵的多激勵源聯合控制試驗方法

姚 軍 吳雁飛 姚義紅

(北京航空航天大學 可靠性與系統工程學院，北京100191)

航空航天飛行器在高速飛行時，經受的振動環境復雜，除發動機產生的機械振動，還包括高速飛行時的擾動氣流、附面層脈動氣流產生的氣動噪聲等多種分布式振動源，它們不僅會激發結構整體振動而且可能會對剛性較弱或氣動布局較差的部位激發出局部共振或空腔振動，這些振動可能導致產品磨損、破壞、連接件松動或儀器設備性能下降，產生一系列的可靠性和耐久性(壽命)問題，是導致飛行器產生災難的重要因素.這些振動載荷大多是集中力和分布力激勵相結合，單純地模擬集中力的振動臺試驗只是傳統的振動環境試驗方法，不能滿足現代航空航天結構振動耐久性試驗要求，需要在傳統集中力激勵試驗基礎上發展新型能提供分布式激勵的振動試驗技術，以滿足我國新一批大型航空航天產品的壽命或耐久性振動試驗需求［1］.

本文研究利用數目眾多的壓電元件的模擬分布式振動環境應力的技術方法，重點研究壓電元件與激振器、振動臺(即分布力與集中力)相結合的試驗技術，擬為我國大型航空航天結構耐久性和可靠性試驗提供新的技術解決途徑.

1 壓電元件的研究與應用

壓電效應是壓電材料最基本的效應.它包含正、逆壓電效應兩種現象，正、逆壓電效應構成了壓電材料可作為傳感器和驅動器的基礎，綜合利用壓電材料的各種特性和效應便可實現結構控制［2］.

近年來在主動振動控制領域內，壓電陶瓷、壓電橡膠、壓電堆等壓電元件因響應頻帶寬、重量輕，驅動力大、線性度好等優點被人們廣泛研究［3］.

壓電智能結構的建模問題已被研究了20多年，現已基本清楚了壓電梁、板等結構的機-電耦合特性.如Crawley［4］在80年代末建立了粘貼有壓電陶瓷片梁的一維結構分析模型，當假設壓電片和梁理想粘貼時，壓電作動片對梁的作用可以用端點處的集中力或彎距表示.

圖1 壓電片獨立模態控制(單模態)

在控制思路上，目前研究主要關注于智能結構的振動抑制技術，最典型的是電子阻尼本地速度負反饋控制［5］，即在結構的正反兩面同位粘貼壓電片，一為作動器，一為傳感器，并構成速度負反饋回路，控制圖如圖1所示，但這樣通常會產生控制溢出問題，影響了控制效果，為此人們也提出了 解 決 方 法. 如 Hubbard［6］用 PVDF(Polyvinylidene Fluoride)模態作動器和一個位于梁自由端的傳感器設計了相應的控制系統，對懸臂梁進行模態阻尼控制.且已有試驗證明壓電材料能夠提供滿足工程需求的激勵能量，并便于控制和利用.

2 多激勵源聯合控制

由于壓電元件具有振動應力可控性好、實現方便，特別是具有便于大量分布于結構各個部位用以模擬大型航空航天產品分布式載荷的優點，完全有可能作為壽命和耐久性試驗的激勵源，并結合傳統的激振器和振動臺，為試驗振動應力的施加提供新的解決途徑.

振動臺一般作為耐久性試驗的通用激勵設備，能提供一個作用面的基礎激勵;激振器主要用于模態試驗及飛機地面共振試驗，可提供一個作用點的力激勵;而壓電元件可提供結構表面分布式的應變激勵，其力學模型有時也可簡化成其邊緣端點處的集中力及彎距激勵;三種振動源的激勵特點不同，可提供的激勵能量也不同.

大型結構一般質量大，其骨架結構的剛度大，振動載荷復雜，為保證其結構整體的振動試驗應力滿足試驗剖面的要求，有時需要在其剛度大的位置安裝傳統的激勵設備，與壓電元件協調同步控制試件的振動載荷.多種激勵源的協調控制技術要研究不同激勵源試驗載荷的合理分配問題、各種激振源載荷施加順序問題.載荷分配時可將振動臺和激振器分配到結構剛度較大的骨架位置，提供結構骨架主要的控制能量.壓電元件主要分配到結構柔性大的部位，提供分布式高頻激勵.

為使多激勵源試驗達到最佳控制，必須把試驗系統和試件的一些信息輸入到控制系統中.它們可能是在試驗之前(試驗的預期特性)確定或者在試驗進行過程(選擇特性)中確定.采用自適應技術有利于克服試驗系統中出現的非線性問題.因為試驗把多個激勵源連接在同一試件上，所以每個激勵源之間以及控制傳感器之間會產生相互作用，即傳感器測量得到的運動包含了每個激勵源的貢獻量.為達到所需的運動，振動控制系統必須有能力抑制因激勵器相互作用帶來的多余的運動，這種能力稱為交叉耦合校正，對于多激勵源試驗來說這種能力至關重要.另外，為達到預期的運動，也要求進行相位和相干控制，對于正弦試驗而言，可以用相位控制、交叉耦合校正和有限通道的實時閉環控制來進行.多激勵源正弦試驗可以用數字濾波器測量每個響應的振幅和相位，并用激勵源產生各響應所需的相位關系;對于隨機試驗而言，可以用相位控制、相干控制、有限通道和交叉耦合校正的實時閉環來進行.在隨機試驗中，用一個頻譜密度矩陣定義振幅與頻率的剖面圖，用激勵源產生不同通道之間特定的相干和相位關系.

多激勵源協調加載可用步進應力控制的施加方法，將控制目標分解為逐步遞增的過程，以不同激振源控制的難易程度或提供激振能量的大小，逐步均衡調節.這部分研究要吸收借鑒飛機全機共振試驗［7］和全機疲勞試驗載荷的施加技術，通過試驗反復摸索適合可靠性和耐久性試驗的載荷協調施加技術.

3 試驗研究

設計了一類似飛機結構的縮比模型作為試驗研究的對象，用以探索激勵源的聯合加載試驗技術.縮比模型的尺寸圖見圖2，

圖2 縮比模型尺寸圖

對于不同激勵源的布置，將振動臺和激振器安裝在模型的骨架結構，壓電元件黏貼在模型兩翼結構的上下表面作為分布式激勵源，在其左翼柔性結構上下表面同位粘貼10對壓電作動片A1～A10和3個壓電傳感片S1～S3，右翼柔性結構上下表面同位粘貼10對壓電作動片A11～A20和3個壓電傳感片S4～S6，同樣，壓電傳感片僅在兩翼結構的上表面粘貼，它們在飛機結構縮比模型上的布置見圖3和圖4.

圖3 飛機結構縮比模型右翼壓電片布置

圖4 壓電元件、振動臺、激振器布置圖

試驗過程中用到的試驗設備有SD振動控制系統、PSV-400B激光測振儀、數字式電動振動試驗系統、JZK-20型激振器、示波器以及函數信號發生器等，均在檢定有效期內.試驗開始時首先測得飛機結構縮比模型兩翼結構的前四階共振頻率基本相同，分別為 10，51.25，135，325 Hz.為了驗證理論研究的合理性以及探索壓電元件、振動臺和激振器聯合控制的試驗方法，本文規劃并完成了以下的試驗項目.第一步開展了壓電元件、激振器、振動臺分別單獨作為飛機結構縮比模型激勵源的振動試驗，以檢驗各自單獨控制的試驗效果，接著進行了壓電元件與激振器二者聯合控制試驗，壓電元件與振動臺二者聯合控制試驗，壓電元件、振動臺與激振器三者聯合控制試驗.

開展只有壓電元件作為激勵源的縮比模型左翼壓電控制試驗，是為了檢驗壓電元件獨立作為振動試驗激勵源的激勵和控制能力;開展激振器和振動臺單獨控制試驗，是為了試驗激振器和振動臺獨立作為激勵源時所能控制縮比模型上一點的振動量級能達到多大以及控制效果如何，便于與后續帶有壓電元件的多激勵源聯合控制試驗的結果相比較;開展振動臺與激振器聯合試驗的目的在于探索傳統激振設備聯合控制的可行性及控制能力如何;開展壓電元件與激振器二者聯合控制試驗，壓電元件與振動臺二者聯合控制試驗以及壓電元件、振動臺與激振器三者聯合控制試驗是為了探索帶有分布式激勵源的多激勵源聯合控制的試驗方法和驗證壓電元件和傳統激振設備同步控制的優越性.

典型試驗的試驗結果如下:

1)縮比模型左翼壓電元件獨立控制試驗.

縮比模型左翼壓電元件獨立控制試驗中，選擇壓電作動器A1～A10來驅動模型左翼，壓電傳感器S1為控制傳感器，壓電作動器A1～A10的輸入為ua，壓電傳感器S1的輸出為us1，試驗框圖如圖5所示，結果見圖6、圖7.

圖5 左翼壓電元件獨立控制框圖

圖6 控制譜與頻響函數(第一階)

圖7 控制譜(多階模態寬帶隨機控制)

圖6、圖7分別為壓電元件獨立控制縮比模型左翼單模態(第一階)(為簡化起見，僅列出了第一階的控制效果)和寬帶隨機試驗結果.結果表明，采用壓電元件單獨作為振動試驗激勵源確實可以實現結構的獨立模態控制且寬、窄帶試驗應力均可施加，效果較好.

2)縮比模型激振器單獨控制試驗.

在激振器單獨控制試驗中，選擇壓電傳感器S2為控制傳感器，激振器的輸入為ujzq，壓電傳感器S2的輸出為us2，結果如圖8.

圖8 控制譜(多模態寬帶隨機控制)

3)縮比模型振動臺單獨控制試驗.

在振動臺單獨控制試驗中，選擇壓電傳感器S4為控制傳感器，振動臺的輸入為uzdt，壓電傳感器S4的輸出為us4，結果如圖9.

圖9 控制譜(多模態寬帶隨機控制)

4)縮比模型激振器、振動臺聯合控制試驗.

縮比模型激振器、振動臺聯合控制試驗中，控制信號分別由SD振動控制系統的D1，D2輸出通道輸出，壓電傳感器S2和S5作為控制傳感器，結果如圖10.

圖10 控制譜(激振器與振動臺聯合控制)

圖10中上半圖和下半圖分別為激振器通道和振動臺通道控制水平處于－12 dB時的控制譜，試驗由于控制譜超差即控制不住而停止.

5)縮比模型壓電元件、激振器聯合控制試驗.在縮比模型壓電元件與激振器聯合控制試驗中，選擇壓電作動器A1～A20同時驅動模左、右翼以提供分布式激勵，其控制信號ua由SD振動控制系統D1輸出通道輸出;激振器驅動模型前端骨架結構提供集中力，其控制信號ujzq由SD振動控制系統D2輸出通道輸出，壓電傳感器S1，S4作為控制傳感器，其輸出信號us1，us4分別由SD振動控制系統采集通道CH4和CH5采集，結果如圖11.

圖11中左上角圖和右下角圖分別為壓電元件控制通道和激振器控制通道的控制譜.

6)縮比模型壓電元件、振動臺聯合控制試驗.在縮比模型壓電元件與振動臺聯合控制試驗中，選擇壓電作動器A1～A20同時驅動模型左、右翼以提供分布式激勵，其控制信號ua由SD振動控制系統D1輸出通道輸出;振動臺驅動模型后端骨架結構以提供基礎激勵，其控制信號uzdt由SD振動控制系統D2輸出通道輸出，壓電傳感器S2，S5作為控制傳感器，其輸出信號us2，us5分別由SD振動控制系統采集通道CH4和CH5采集，試驗結果如圖12.

圖11 控制譜(壓電元件與激振器聯合控制)

圖12 控制譜(壓電元件與振動臺聯合控制)

圖12中左上角圖和右下角圖分別為壓電元件控制通道和振動臺控制通道的控制譜.

7)縮比模型壓電元件、振動臺與激振器聯合控制試驗.

在縮比模型壓電元件、激振器與振動臺聯合控制試驗中，選擇壓電作動器A1～A20同時驅動模型左、右翼以提供分布式激勵，其控制信號ua由SD振動控制系統D1輸出通道輸出;激振器、振動臺分別激勵模型前端和后端骨架結構提供集中力，其控制信號ujzq，uzdt分別由SD振動控制系統D2，D3輸出通道輸出，壓電傳感器 S1，S2，S4作為控制傳感器，其輸出信號us1，us2，us4分別由SD振動控制系統采集通道CH4，CH5和CH6采集，試驗框圖如圖13所示，試驗結果如圖14.

圖13 壓電元件、振動臺與激振器聯合控制試驗框圖

圖14中上、中、下圖分別為壓電元件、激振器和振動臺控制通道控制譜.

綜上所述，從圖7～圖9分別可以看出采用壓電元件單獨控制時，可控制縮比模型翼型結構上S1點的振動量級RMS達到2 g;采用激振器單獨控制時，可控制縮比模型翼型結構上S2點的振動量級RMS達到1.4 g;振動臺單獨控制時，可控制縮比模型翼型結構上S4點的振動量級RMS達到4.1 g;圖10表明采用激振器和振動臺聯合控制時，控制點S2，S5均控制不住;圖11表明采用壓電元件和激振器聯合控制時，可控制縮比模型翼型結構上S4點的振動量級RMS達到10 g;圖12表明采用壓電元件和振動臺聯合控制時，可控制縮比模型翼型結構上S1點的振動量級RMS達到11.6 g;圖14表明采用壓電元件、振動臺與激振器聯合控制時，可控制縮比模型翼型結構上S4點的振動量級RMS達到20.8 g.

上述試驗結果表明采用壓電元件，激振器或振動臺分別單獨控制時，可控制縮比模型翼型結構上一點的振動量級都較壓電元件和激振器二者聯合控制、壓電元件和振動臺二者聯合控制和壓電元件、振動臺與激振器三者聯合控制低，這說明采用壓電元件與激振器，壓電元件與振動臺，壓電元件、振動臺與激振器聯合控制確實能夠顯著提高對受試結構進行振動試驗的量級和控制能力.分析其原因，單獨采用壓電元件作激勵源，控制量級較低主要是受到所選壓電元件本身的性能，驅動功放的能力以及控制電路線路噪聲和環境噪聲的影響;激振器和振動臺單獨控制量級較低，主要是因為受控結構為柔性結構，激振器和振動臺雖可提供推力大但均為單點激勵，其傳遞特性受到很大限制，較難控制;當采用壓電元件、激振器和振動臺聯合控制時，壓電元件可彌補激振器和振動臺傳遞特性差的缺點，激振器和振動臺可彌補壓電元件驅動能力不足的缺陷，三者聯合控制可使整個控制系統的控制能力大為提高.在進行聯合試驗時，各激勵源之間存在較為明顯的相互干擾和耦合作用，偶爾會導致所要求的控制點的控制譜超差較大以致控制不住，這些可通過配合調節各參考譜之間的相干系數、控制譜形以及控制量級來加以改善最終使所要求的控制點均可控并滿足控制要求.

4 結束語

本文重點分析了航空航天高速飛行器運行過程的環境特點，總結出它們的振動是多種激勵源耦合作用的結果，當前的試驗技術無法對其進行充分的振動考核，并結合對壓電元件材料和激勵特性的研究，提出了一種壓電元件、振動臺、激振器等多激勵源聯合控制的試驗方法，其中多激勵源的協調加載是難點，需做進一步深入研究.該方法計劃在大型結構剛度較大的骨架位置安裝傳統的激勵設備如振動臺、激振器以提供所需的集中力，在結構柔性部位黏貼壓電元件以提供所需的分布式激勵力.試驗結果表明，該方法的確能比傳統集中式激勵試驗取得更好的試驗效果，具有很高的工程應用價值，為大型航空航天結構的振動耐久性試驗開辟新的技術途徑.

References)

［1］姚軍，劉佳.基于智能材料的柔性結構耐久性振動試驗技術討論［J］.振動工程學報，2008，21(增刊):201－203

Yao Jun，Liu Jia.Durability vibration test method of flexible structure basek on smart material［J］.Journal of Vibration Engineering，2008，21(S):201－203(in Chinese)

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