航天器局部載荷模態(tài)分析方法研究

沈志強，高文碩，顧 菲，張俊剛，朱子宏

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術重點試驗室，北京 100094）

航天器局部載荷模態(tài)分析方法研究

沈志強，高文碩，顧 菲，張俊剛，朱子宏

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術重點試驗室，北京 100094）

文章在介紹了模態(tài)試驗基本方法和基本原理的基礎上，著重探討了錘擊法測量航天器局部載荷結構的模態(tài)試驗方法。通過對該載荷不同方向的激勵，得到了其各個方向的模態(tài)頻率、模態(tài)阻尼和模態(tài)振型，為航天器有效載荷設計及修改提供參考意見。

航天器；載荷；錘擊法；模態(tài)試驗

引言

航天器在發(fā)射段，飛行段和再入段的全任務飛行過程中均要經(jīng)受各種復雜的動力學環(huán)境等，因此對于航天器都應該進行各種力學環(huán)境試驗。在航天器設計過程中，需要建立航天器的理論模型，通常采用的是有限元分析的方法來模擬，但是有限元分析的過程中，由于數(shù)值模型和實際結構之間存在差異，以及邊界條件簡化不合理等不確定性因素都會影響模型的精確度，因而需要在結構設計階段需要用模態(tài)試驗來驗證航天器結構設計的合理性[1～3]。

航天器結構模態(tài)試驗的目的主要是：①獲取航天器結構模態(tài)參數(shù)，包括模態(tài)頻率、模態(tài)振型、模態(tài)阻尼比；②檢查航天器結構動態(tài)特性是否符合航天器整體設計要求，可以作為航天器結構修改的依據(jù)；③將獲得的模態(tài)參數(shù)作為航天器結構有限元模型的修正的證據(jù)[4～6]。

結構模態(tài)試驗方法分為正則振型試驗法和頻響函數(shù)法。正則振型試驗法是用多個激振器對結構同時進行正弦激勵，當激振力矢量被調(diào)到正比于某一振型時，就可以激勵出某一個純模態(tài)振型。該法的優(yōu)點是所得結構精度高，但是用時長，成本高。頻響函數(shù)法，是選取受試產(chǎn)品的某一點進行進行激勵，在其他選定點進行響應測量。將激勵和響應的時域信號，轉成頻域頻譜，從頻響函數(shù)辨識出系統(tǒng)的模態(tài)參數(shù)。該方法的優(yōu)點是可同時激勵出多階模態(tài)，測試時間短，測試方便。頻響函數(shù)測試方法主要有兩種，一種是單點激勵多點測量，另一種是多點激勵多點測量[7～9]。

航天器有效載荷作為航天器的重要組成部件，直接影響航天器的工作特性，因此本文選取新型航天器上的一個局部載荷進行模態(tài)試驗，獲取模態(tài)參數(shù)，并與有限元計算結果進行比較，為該型號航天器的有效載荷設計提供參考意見。

1 模態(tài)分析基本原理

產(chǎn)品結構的振動試驗系統(tǒng)可以簡化為單自由度系統(tǒng)，單自由度系統(tǒng)的數(shù)學方程為：

因此想要獲取固定結構得模態(tài)特性，就必須獲得結構得模態(tài)頻率、模態(tài)阻尼比和模態(tài)振型。文章為了獲取航天器局部載荷的結構特征參數(shù)，進行模態(tài)試驗，指導航天器載荷的結構設計。

2 模態(tài)試驗設計

2．1 模態(tài)試驗方法

由于該局部載荷結構不是特別重，阻尼也不大，因此采用較為簡便的錘擊脈沖瞬態(tài)激勵方法。使用力錘（帶有力傳感器）敲擊試驗模型，給試驗件一個脈沖力，同時在測量位置安裝加速度傳感器測量響應，將輸入的力信號和響應信號經(jīng)模態(tài)分析軟件處理進行模態(tài)參數(shù)識別。圖1即為錘擊法模態(tài)分析示意圖。

2．2 試驗邊界條件模擬

該型號局部載荷結構包括：有效載荷組件，配重1、配重2、配重框、后承力板、前承力框。

兩塊后承力板通過M12的螺釘與前承力板連接，配重1、配重2、配重框通過M12的螺釘與前承力框連接，如圖2所示。該局部載荷通過過渡環(huán)板與花盆連接（其中花盆的橫向一階固有頻率為194.6 Hz），該局部載荷與過度環(huán)之間通過22個M8的螺栓連接，過渡環(huán)與花盆通過22個M20的螺栓連接，該局部載荷與花盆連接后的整體通過大螺釘和壓緊塊固定在地軌上。

2．3 模態(tài)試驗測點布置和幾何模型建立

在局部載荷結構上布置的測點要可以反應出結構的各階主振模態(tài)的振型，即各階振型既要反映出該局部載荷組件的模態(tài)又要反映出配重塊的模態(tài)。因此在載荷組件的頂端正交方向布置4個響應測點（A1～A4），在距離載荷組件頂端一定距離的地方布置4個響應測點(A5～A8)，在有效載荷組件底部布置4個測點（A9～A12），在兩塊后承力板底部布置分別布置兩個測點(A23～A26)，在兩塊后承力板根部分別布置兩個測點（A27～30），具體的測點位置和點號如圖3所示。其中A13～A16是在連接面分布圓上分布，用于模擬固支邊界，不進行響應測量。在正式試驗前，根據(jù)測點相對位置建立節(jié)點，連接節(jié)點建立局部載荷的模態(tài)分析模型（如圖4所示）。

圖1 錘擊法模態(tài)分析圖

圖2 配重與承力框組合圖

圖3 結構測點布局示意圖

圖4 局部載荷模態(tài)分析模型

2．4 結構模態(tài)試驗實施

試驗時根據(jù)局部載荷的結構特性和有限元分析結果，盡量選擇可以激勵出有效載荷組件的模態(tài)和配重塊的模態(tài)振型的點作為激勵點，X向激勵時激勵點和激勵方向選擇為A25+X向，A4-X向，Y向激勵選擇A25-Y，A7-Y，用力垂分別敲擊這幾個方向得到試驗數(shù)據(jù)進行模態(tài)分析。

產(chǎn)品安裝完畢后，進行傳感器的粘貼工作，粘貼同時記錄測點的編號和方向，正式模態(tài)試驗前測量通道的導通試驗。有效載荷模擬件模態(tài)試驗采用多個點不同方向激勵，對比得出可以滿足要求的試驗結果。每個方向正式試驗前均進行試驗預調(diào)試，調(diào)整力垂敲擊力大小，進行每個方向正式試驗采用手動采集十次平均的方法，如果出現(xiàn)通道過載則舍棄該次數(shù)據(jù)，重新敲擊。將采集的數(shù)據(jù)進行處理，獲得載荷模擬件的頻響函數(shù)，導入模態(tài)分析軟件，進行有效載荷模擬件的參數(shù)辨識。對模態(tài)頻率、阻尼和模態(tài)振型等模態(tài)參數(shù)進行分析判讀，識別出有效載荷模擬件的各階模態(tài)參數(shù)。

3 結構模態(tài)試驗結果及分析

本次模特試驗采用的是頻響函數(shù)法中的單點激勵多點響應測量的方法，試驗結果及分析如下。

圖5 典型測點響應點數(shù)據(jù)及相位信息

3．1 響應數(shù)據(jù)及相位信息

對采集的數(shù)據(jù)進行分析處理，圖5為典型測點響應點數(shù)據(jù)及相位信息，其中紅色為擬合后的曲線，在響應的峰值會出現(xiàn)相位的明顯突變，則可以認為此頻率可能為該有效載荷的固有頻率。

3．2 有效載荷結構模態(tài)固有頻率和阻尼

通過對試驗結果的比對分析分別給出X向激勵、Y向激勵得到的頻率和阻尼，如表1所示。

以上試驗結果表明，X向激勵容易激勵出X向的模態(tài)，Y向激勵容易激勵出Y向模態(tài)，對于兩個方向都能激勵出來的模態(tài)，其頻率近似相同，但是阻尼可能差別較大。由于結構的非線性，模態(tài)阻尼的區(qū)別主要是各種方向的激勵量級差別引起的誤差。

表1 有效載荷模擬件固有模態(tài)試驗結果

3．3 有效載荷的結構模態(tài)振型

模態(tài)振型如圖6所示，相應的陣型結果如表2所示，其中呼吸模態(tài)和扭轉模態(tài)頻率取X、Y向激勵結果的平均值。

3．4 試驗結果說明

試驗過程中，在進行Y向激勵時，A1Y通道故障，采集數(shù)據(jù)無效，導致振型圖中Y向彎曲時，A1點位置不隨動，但是不影響整體結構模態(tài)的分析。

圖6 模態(tài)振型圖

表2 有效載荷模擬件模態(tài)振型

圖7 有效載荷模態(tài)有限元計算結果

表3 試驗結果與有限元計算結果對比

4 有限元計算分析

利用有限元分析方法對有效載荷模擬件進行模態(tài)分析，分析過程中將花盆與有效載荷模擬件連接面出進行固支約束的簡化分析。計算得到該型號有效載荷模擬件的前五階模態(tài)結果，將第一、二、五階模態(tài)如圖7所示。

5 結論

本文詳細介紹了航天器局部有效載荷模態(tài)試驗過程，并對試驗結果進行了分析，得到了該有效載荷結構的模態(tài)參數(shù)和模態(tài)振型。試驗結果可以和結構設計結果進行比對，對結構設計及修改提供參考。將有限元計算結果與試驗測得結果對比于表3所示。

通過對比有限元計算結果和試驗結果可以發(fā)現(xiàn)：

1）有限元計算模態(tài)振型和試驗所得的模態(tài)振型相似，可以作為指導試驗的依據(jù)；

2）有限元計算模態(tài)頻率和試驗所得的模態(tài)頻率有一定的差距，因為是有限元計算過程中采用了一些近似的和理想化的過程，與實際試驗過程有一定的不同，所以影響了試驗結果，可以根據(jù)試驗結果對有限元模型進行修改，從而指導結構設計。

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[10] 沈志強,朱子宏. 改變連接特性提高振動臺沖擊響應譜模擬能力.裝備環(huán)境工程, 2016,13(2).

Study on the Modal Analysis Methods for Spacecraft Payload

SHEN Zhi-qiang， GAO Wen-shuo，Gu Fei，ZHANG Jun-gang，ZHU Zi-hong
(Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering，Beijing 100094)

On the basic method and principle of modal test, this paper emphatically discusses the modal test method with hammer excitation method for measuring local payload structure of spacecraft. Through the excitation of the payload in different directions, the modal frequencies, modal damping and modal shapes in all directions are obtained, which provide some reference for the design and modification of spacecraft payload.

spacecraft；payload；hammer excitation method；modal test

V416.2

A

1004-7204(2017)04-0022-05

沈志強，(1985-)，工學碩士/碩士研究生同，高級工程師，研究方向：動力學環(huán)境試驗技術研究。