非接觸式激光測振技術在飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)分析中的應用

杜 娟

（中航飛機股份有限公司漢中飛機分公司，陜西?漢中?723000）

當今的運輸飛機發(fā)展中，需要滿足輕質化、高推重比等需求。隨著結構重量的相對減輕，結構剛度不斷減小，對振動、噪聲的要求越來越嚴格。文獻[1]研究了某型飛機通過更換高功率發(fā)動機、降低槳盤面積以增加運載量并獲得良好的機動性后，發(fā)動機槳葉通過頻率與襟翼蒙皮結構局部模態(tài)頻率接近，導致飛機襟翼蒙皮動態(tài)應力水平提高，襟翼蒙皮裂紋出現(xiàn)的概率增大。因此，除了飛機主承力結構外，飛機蒙皮結構的動態(tài)性能也成為影響飛機使用壽命的重要因素[2-4]，在工程中需要引起重視。

通過模態(tài)分析技術來獲得結構固有特性，是一種分析結構動態(tài)特性、評估結構安全性的重要的有效方式。而不同的測試方法會直接影響到模態(tài)參數(shù)的識別精度，利用傳統(tǒng)的傳感器技術在分析輕質結構，如板殼結構、薄膜結構、細長桿狀結構時，傳感器的附加剛度、附加質量效應會對結構產(chǎn)生不可忽略的影響，嚴重影響結構自身的固有特性[5]。在飛機蒙皮局部模態(tài)分析中，這種效應十分顯著，以一塊典型的鋁合金蒙皮為例，尺寸為500mm×200mm×0.8mm，蒙皮質量約為200g，采用微型加速度傳感器（型號為PCB-333B30），對蒙皮進行3×5網(wǎng)格劃分以獲得較為光滑連續(xù)的固有振型，加速度傳感器的總質量為60g。傳感器引入的附加質量達到了被測蒙皮結構的30%，將嚴重影響模態(tài)測試精度，傳統(tǒng)的傳感器測試技術不再適用。隨著激光測振技術的快速發(fā)展，基于激光多普勒干涉效應的測振系統(tǒng)是目前能夠獲取最佳位移和速度分辨率的振動測量方法，已被廣泛用于基礎科學領域[6-8]。它能實現(xiàn)飛米級的振幅分辨率，線性度高，在極高頻率范圍內（1GHz）仍能確保振幅的一致性，適用于近距離的顯微測試和遠距離測試。這種光學非接觸測試方法對結構幾乎沒有附加影響，且測試精度更高、效率更高，能夠在極小和極輕質的結構上測量，顯著改善了傳統(tǒng)傳感器在蒙皮薄板結構固有特性測試時的限制。

1??飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)的激光測振原理

在本文飛機襟翼蒙皮結構的模態(tài)試驗研究中，激光測振儀首次在飛機襟翼蒙皮的工程模態(tài)測試中得以應用。本文采用的激光測振系統(tǒng)為德國Polytec公司研發(fā)的PSV-400型號。

激光測振系統(tǒng)基于激光多普勒干涉效應，測振光路如圖1所示：激光器發(fā)出頻率為f0的激光束經(jīng)過分光鏡入射到被測蒙皮表面，由于蒙皮表面振動，反射光將產(chǎn)生多普勒頻移fD：

圖1 Polytec激光多普勒測振光路示意圖

其中，v表示蒙皮表面運動速度，λ為激光波長，頻率為f0+fs的參考光束和頻率為f0+fD的反射光束混合并投射到光電探測器，產(chǎn)生干涉信號，經(jīng)過信號處理得到頻率為Δf=fD-fs的拍頻信號，反求頻移fD代入式（1），計算出飛機襟翼蒙皮測點的振動速度。

對飛機襟翼蒙皮進行多測點局部模態(tài)分析時，襟翼蒙皮結構的動力學控制方程可以寫作矩陣表達的一般形式[9]：

從式（6）中可以看出，頻響函數(shù)矩陣中包括結構的模態(tài)頻率、模態(tài)質量、模態(tài)剛度和模態(tài)阻尼等信息，代表蒙皮結構某階局部模態(tài)的振型向量。因此，根據(jù)線性互易律，在對飛機襟翼蒙皮結構進行模態(tài)分析時，獲得頻響函數(shù)矩陣的一行或一列數(shù)據(jù)，便可利用頻域辨識算法擬合得到襟翼蒙皮結構的模態(tài)信息。

利用激光測振技術測試襟翼蒙皮局部模態(tài)時，采用單點激勵、多點測量的方法來展開試驗研究。在激勵位置不變的前提下，激光測振光束能夠快速對襟翼蒙皮表面進行逐點掃描測振，獲得襟翼蒙皮結構的全場速度響應。利用同時采集的激勵力參考信號，計算得到頻響函數(shù)的一列數(shù)據(jù)，辨識得到飛機襟翼蒙皮的局部模態(tài)參數(shù)。相比工程中傳統(tǒng)的加速度傳感器測試技術，激光掃描測試不會受到測點硬件通道數(shù)目的限制，并且省去了繁瑣的粘貼、更換傳感器位置的步驟，能夠快速、高效、精確地對飛機襟翼蒙皮結構進行固有特性分析。

2??飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)的試驗測試與結果驗證

飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)的試驗研究在某型飛機上進行，激勵方式為電磁式激振器正弦掃頻。根據(jù)有限元仿真先驗知識，試驗中的掃頻帶寬為450Hz，采樣率為1.28kHz，譜線數(shù)為8192，頻率分辨率為0.156Hz，采用3次平均技術提高測試信號的信噪比。襟翼蒙皮局部模態(tài)測試的試驗裝置如圖2所示：試驗中利用Polytec控制箱內置信號發(fā)生器生成正弦掃頻信號，發(fā)送到激振器功放，驅動電磁式激振器激勵蒙皮結構。為避免激振器頂桿對蒙皮結構帶來附加剛度影響，將激振器頂桿安裝在與機翼大梁固結的蒙皮處，激振器頂桿和襟翼蒙皮間安裝力傳感器，用來采集激振器施加在蒙皮結構上的參考力信號。激光測振儀同步地逐點掃描測試襟翼蒙皮表面的振動響應，獲得整個測試區(qū)域的全場域振動數(shù)據(jù)。對測試數(shù)據(jù)進行500Hz以下的低通濾波，以提高信號的信噪比。

某型飛機的襟翼下表面蒙皮、前緣蒙皮和導流片蒙皮被隔板、大梁分隔成塊，形成許多小塊相對獨立的局部蒙皮結構，襟翼蒙皮的面外彎曲剛度相對于隔板、大梁很弱。因此，飛機襟翼蒙皮在發(fā)動機激勵或氣動載荷作用下，蒙皮的變形以局部彎曲為主，這也是本文重點測試襟翼蒙皮結構局部模態(tài)的研究意義所在。

圖2 飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)測試試驗裝置布置圖

將關注區(qū)域的飛機襟翼蒙皮局部模態(tài)測試結果與有限元分析結果進行比較，如表1所示：展示了幾個典型位置的對比；對應的襟翼蒙皮局部有限元模態(tài)振型，如圖3～圖7所示：圖中虛線表示襟翼蒙皮與大梁、隔板、尾緣等鉚接位置，圓圈內標識代表對應的隔板編號。從圖3和圖4可以看出，襟翼下表面蒙皮沿順氣流方向為窄長形狀，局部模態(tài)也呈現(xiàn)“窄長狀”的面外彎曲振型。局部模態(tài)振型中大梁、前后緣幾乎沒有變形，這是蒙皮面外剛度相對較弱的原因，與理論分析結果一致。從圖4中可以看出，不同隔板間的襟翼蒙皮出現(xiàn)了聯(lián)動模態(tài)，分析原因是相鄰隔板間襟翼蒙皮尺寸結構相似，導致襟翼蒙皮的局部固有特性相似，在某階固有頻率下發(fā)生同步運動。在襟翼前緣蒙皮的局部模態(tài)中也發(fā)現(xiàn)了同樣的現(xiàn)象，如圖5所示。從導流片蒙皮的局部模態(tài)試驗結果圖6和圖7可以發(fā)現(xiàn)，襟翼導流片蒙皮在一階彎曲模態(tài)下便出現(xiàn)了振型的節(jié)線。分析原因是，襟翼導流片蒙皮由于自身曲度呈現(xiàn)“S”狀，靠近前緣為凸，靠近后緣為凹，存在曲率改變的位置，因此襟翼導流片蒙皮被該曲度交界線再次分隔，出現(xiàn)了整塊導流片蒙皮振型的節(jié)線，與有限元仿真的振型圖能夠相互印證。

激光局部模態(tài)試驗結果與有限元仿真結果吻合得較好，局部模態(tài)頻率相差10%以內，局部模態(tài)振型也與有限元分析結果基本吻合，滿足工程要求。模態(tài)頻率辨識與有限元結果的差異主要由有限元分析中對鉚接的共結點簡化方式以及建模中必要的力學簡化導致。另一方面，在蒙皮加工中存在的工藝誤差也是有限元模型中無法充分考慮的。

表1 激光模態(tài)試驗與有限元分析結果對比

圖3 8-9號隔板間下表面蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖4 37-39號隔板間下表面蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖5 30-34號隔板間前緣蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖6 11-12號隔板間導流片蒙皮局部模態(tài)振型圖

圖7 33-34號隔板間導流片蒙皮局部模態(tài)振型圖

3??結束語

在工程中進行薄板、薄膜等大型復雜結構的輕質局部結構的模態(tài)試驗時，傳統(tǒng)的傳感器技術已經(jīng)遇到了瓶頸，存在附加質量影響大、效率低下的不足。本文通過非接觸式激光測振技術對某型飛機襟翼蒙皮的局部模態(tài)進行了試驗研究，有效獲得了襟翼蒙皮結構的局部模態(tài)頻率、模態(tài)振型向量等參數(shù)。試驗結果能夠與有限元仿真結果相互驗證，說明了這種測試方式在工程中的可行性和應用趨勢，同時試驗結果也為蒙皮的局部結構有限元仿真的模型修正工作提供了參考依據(jù)，為后續(xù)的動力學研究奠定了基礎。