某型號儀器艙組合體聯(lián)合動強度試驗方法

張 群，馬麗然，代振夢，沈 興，衛(wèi) 國

（北京強度環(huán)境研究所，北京 100076）

0 引言

航天器在發(fā)射飛行過程中所經(jīng)歷的聲振環(huán)境是導致航天器故障甚至任務(wù)失敗的主要原因之一。美國NASA 的統(tǒng)計報告顯示，30%～60%的航天器故障與振動環(huán)境[1]相關(guān)。導彈發(fā)生故障或失效的原因也大多與飛行中的氣動噪聲和發(fā)動機脈動推力有關(guān)[2]。為提高導彈的振動環(huán)境適應(yīng)性和可靠性，需在其研制階段通過一系列的振動試驗對其進行充分的驗證考核[3]。

振動試驗按試驗?zāi)康目煞譃榄h(huán)境適應(yīng)性試驗、動強度試驗、動特性試驗和耐久性試驗等[4]。其中，動強度試驗一般針對彈箭的結(jié)構(gòu)件，考核試件的動強度，檢驗在給定試驗條件下試件是否發(fā)生疲勞破壞，以及評估結(jié)構(gòu)振動響應(yīng)放大情況，因此動強度試驗對彈箭的結(jié)構(gòu)設(shè)計具有重要意義[5-6]。動強度試驗中，彈箭結(jié)構(gòu)考核通常以整機或艙段的形式進行，試驗時間較長，振動條件為真實環(huán)境的典型工作量值。

目前，利用振動臺有效開展導彈大型艙段動強度試驗仍存在諸多問題[7-13]：1）針對導彈飛行聲振環(huán)境的試驗條件一般由系統(tǒng)級噪聲試驗制定，而噪聲激勵的振動傳遞與振動臺的機械振動傳遞特性存在差異，故需考慮振動臺試驗的合理性和有效性；2）邊界模擬失真以及機械傳遞衰減導致的嚴重欠試驗/過試驗影響振動試驗結(jié)果的有效性；3）大型艙段結(jié)構(gòu)一般由數(shù)個分系統(tǒng)和數(shù)十個組件組成，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，模態(tài)密度大，頻響峰谷密，可能存在較大低頻位移和高量級響應(yīng)，導致界面輸入波形失真，帶來嚴重的反共振風險，對振動設(shè)備的性能指標提出更高要求。

針對上述問題，本文基于某型號儀器艙不同部段飛行振動環(huán)境的聯(lián)合動強度試驗任務(wù)需求，開展某儀器艙組合體聯(lián)合動強度試驗研究：通過邊界模擬設(shè)計和傳遞特性分析，研究真實邊界和模擬邊界的差異，確定艙段動強度試驗邊界設(shè)計的原則和有效模擬方法；通過歸一化的預(yù)試驗特性分析對比，確定不同部段的聯(lián)合動強度試驗考核方法，并用之驗證評估儀器艙和級間段的聯(lián)合動強度。

1 動強度試驗方法

1.1 試驗系統(tǒng)及原理

儀器艙組合體聯(lián)合動強度試驗系統(tǒng)組成如圖1 所示。組合體高量級隨機振動通過大推力電磁振動臺激勵實現(xiàn)。儀器艙與上下邊界組裝形成組合體后通過轉(zhuǎn)接工裝固定于振動臺上；振動控制儀生成的驅(qū)動信號通過功率放大器逐級放大后驅(qū)動振動臺工作；同時，控制點的響應(yīng)信號反饋回控制儀，將響應(yīng)信號與設(shè)定好的參考譜進行比較和修正，得到新的驅(qū)動譜；如此反復(fù)，使控制譜達到試驗控制精度要求。

圖1 艙段試驗系統(tǒng)組成及原理Fig.1 Configuration of the system for cabin assembly’s test

艙段組合體動強度試驗中的振動控制采用多點平均控制策略；控制點選取為相應(yīng)部段的連接界面處，并結(jié)合仿真分析、額定載荷和歷史數(shù)據(jù)等對關(guān)鍵測點進行加速度響應(yīng)控制。

1.2 試驗對象

某型號大型艙段組合體直徑2 m、質(zhì)量約1000 kg，其主體由儀器艙和級間段構(gòu)成（如圖2 所示），組合體上邊界帶有發(fā)動機后裙模擬件。儀器艙和級間段通過12 個不均勻分布的低沖擊分離螺栓連接。儀器艙的柱段、錐段及柱段中部的環(huán)板上安裝有各類單機儀器設(shè)備，分別通過支腿與環(huán)板直接連接或通過儀器支架安裝在儀器艙壁上。

圖2 儀器艙組合體結(jié)構(gòu)組成及振動測點布置Fig.2 Structural composition and vibration measurement point arrangement of the integral instrument cabin assembly

采用儀器艙組合體以及上下邊界作為試驗對象是為了盡量模擬實際安裝邊界，保證振動傳遞和振動環(huán)境模擬的真實性和有效性。

1.3 試驗條件加載要求

對儀器艙組合體分別進行x、y、z三方向的隨機振動試驗，以模擬飛行過程的聲振環(huán)境，驗證不同結(jié)構(gòu)和設(shè)備處的結(jié)構(gòu)動強度。隨機振動試驗條件由系統(tǒng)級噪聲試驗實測數(shù)據(jù)包絡(luò)制定，其中針對安裝設(shè)備的重點結(jié)構(gòu)部段，即儀器艙柱段、錐段和環(huán)板分別制定單獨的動強度隨機振動試驗條件。

根據(jù)要求，試驗件的技術(shù)狀態(tài)應(yīng)盡量模擬實際飛行狀態(tài)，包括連接邊界的狀態(tài)和受力狀態(tài)，因此，對于儀器艙中的大集中質(zhì)量關(guān)鍵設(shè)備——氣瓶，需綜合考慮過載力的影響，即在氣瓶隨機振動激勵的同時施加過載力，以模擬飛行過載。任務(wù)剖面中一級飛行最大軸向過載加速度為3.08g，橫向過載加速度較小且施加困難可暫不模擬，氣瓶總重7.2 kg，故應(yīng)施加軸向（x向）力為220 N。

為獲取結(jié)構(gòu)響應(yīng)和動特性，在圖2 所示的艙段組合體結(jié)構(gòu)的8 個關(guān)鍵界面位置以及儀器設(shè)備處均布置有振動測點；關(guān)鍵界面分別為級間段下端面和上端面，柱段下部、中部和上部，錐段下部和上部，以及環(huán)板。

2 氣瓶過載裝置設(shè)計及加載

氣瓶通過艙段側(cè)壁支架安裝于艙段內(nèi)，為滿足關(guān)鍵設(shè)備振動+過載環(huán)境綜合模擬的試驗要求，需要設(shè)計氣瓶過載力加載裝置。該裝置應(yīng)盡量避免引入附加質(zhì)量和剛度。

針對產(chǎn)品實際狀態(tài)，設(shè)計由銅皮包帶、彈力繩、U 型卡環(huán)和吊耳組成的過載彈性加載裝置（如圖3所示）。銅皮包帶沿氣瓶環(huán)向包覆氣瓶；為防止側(cè)滑和松脫，將包帶用專用膠水黏結(jié)于氣瓶本體上；包帶末端兩側(cè)的吊環(huán)分別與2 根彈力繩的一端連接，并通過U 型卡環(huán)固定；彈力繩另一端與固定在氣瓶軸向下方環(huán)板上的吊耳連接。試驗前對彈力繩的彈性系數(shù)進行標定（結(jié)果如圖4 所示），并通過標定的彈性系數(shù)確定彈力繩的拉伸長度。

圖3 過載施加裝置Fig.3 Overload applying device

圖4 過載彈力繩彈性系數(shù)標定曲線Fig.4 Elastic coefficient calibration curve of the overload applying device

3 整艙動強度試驗邊界模擬及驗證

3.1 真實級間段邊界傳遞特性分析及驗證

航天器振動試驗的邊界設(shè)計一般采用真實邊界或盡量模擬真實邊界。因此，儀器艙組合體的上邊界增加發(fā)動機后裙模擬件，其下邊界首先考慮采用真實級間段邊界與儀器艙組成艙段組合體。對該艙段組合體進行預(yù)量級試驗，按圖2 所示在組合體結(jié)構(gòu)主傳遞路徑的不同界面處布置測點，獲得了不同部段處的傳遞特性，其中，橫向（y向）的艙段組合體各處與級間段上端的振動傳遞特性曲線如圖5所示。由圖可見：級間段在約123 Hz 存在一個很大的谷值，此處的放大倍數(shù)僅為0.01，振動傳遞存在嚴重衰減；在低頻段，沿傳遞路徑往上的儀器艙各處的傳遞特性與級間段上端的相比，除環(huán)板在123 Hz進一步衰減外，柱段和錐段等處的振動傳遞都有所放大。這表明級間段為弱邊界，存在較為嚴重的傳遞衰減。究其原因與級間段結(jié)構(gòu)本身的薄殼結(jié)構(gòu)以及其與儀器艙的連接方式有關(guān)：級間段與儀器艙的連接僅為12 個低沖擊分離螺栓，整體的剛度較弱，導致沿傳遞路徑往上振動傳遞衰減嚴重。如果要滿足環(huán)板處的振動條件，則振動臺所需驅(qū)動將會超出350 kN 振動臺的額定推力。因此，在現(xiàn)有條件下振動設(shè)備無法滿足試驗要求，故不能采用真實級間邊界進行儀器艙組合體聲振環(huán)境的聯(lián)合動強度試驗。

圖5 真實級間段邊界狀態(tài)下的艙段組合體傳遞特性Fig.5 Transfer characteristics of cabin assembly under real inter-stage boundary state

3.2 模擬邊界傳遞特性分析及驗證

為保證振動的有效傳遞，需設(shè)計具有良好動力學特性的模擬邊界來替代真實級間段邊界。根據(jù)產(chǎn)品接口尺寸，采用大剛度原則設(shè)計了鑄鋁級間段工裝（如圖6 所示）。通過有限元仿真確定工裝的橫向一階固有頻率為779.4 Hz（如圖7 所示），遠大于艙段組合體的一階固有頻率。

圖6 鑄鋁級間段工裝Fig.6 Cast aluminium inter-stage fixture

用設(shè)計加工的模擬級間段邊界替代原有真實級間段，并通過艙段間螺栓與儀器艙連接組成艙段組合體，再次進行預(yù)量級試驗，采用圖2 的測點布置，獲得了不同部段處的傳遞特性，其中y向的艙段組合體各處與級間段下端的振動傳遞特性曲線如圖8 所示?？梢姡翰捎媚M邊界后，振動激勵從模擬邊界傳遞到柱段下端的傳遞特性曲線的一階頻率顯著提高，同時一階共振峰后的放大倍數(shù)谷值顯著提升至約0.25，即振動衰減得到明顯緩解，同時沿傳遞路徑往上的艙段組合體各處結(jié)構(gòu)的振動傳遞無明顯衰減。

圖8 模擬級間段邊界狀態(tài)下的艙段組合體傳遞特性Fig.8 Transfer characteristics of cabin assembly under simulated inter-stage boundary state

模擬級間段邊界的傳遞特性與真實級間段邊界的對比結(jié)果同樣顯示柱段下端的傳遞放大倍數(shù)顯著提高，已無明顯的傳遞衰減（如圖9 所示）；進一步的預(yù)試驗結(jié)果也證明振動臺的輸出明顯降低，現(xiàn)有振動臺完全能夠滿足試驗要求，故采用模擬級間段邊界的邊界模擬方法可實現(xiàn)不同設(shè)備處的聯(lián)合動強度試驗條件要求。

圖9 模擬邊界與真實級間段邊界傳遞特性對比Fig.9 Comparison of transfer characteristics between simulated boundary and real inter-stage boundary

4 不同部段的聯(lián)合動強度試驗方法及驗證

由于本次動強度考核試驗對安裝設(shè)備的3 個重點部段——環(huán)板、錐段和柱段結(jié)構(gòu)提出了各自的試驗條件，所以為了滿足考核需求，避免重復(fù)試驗和過試驗導致的不真實考核，制定了如下動強度聯(lián)合試驗流程和方法。

首先，分別采用3 個部段的試驗條件依次進行相應(yīng)部段的預(yù)試驗，由此獲得3 個部段處控制響應(yīng)與模擬級間段下端處響應(yīng)的傳遞函數(shù)Hi(f)；然后依據(jù)傳遞特性關(guān)系結(jié)合各部段的試驗條件Ci(f)，獲得歸一化的各部段控制時對應(yīng)的模擬邊界下端的控制輸入響應(yīng)Qi(f)=Ci(f)×Hi(f)。一般結(jié)構(gòu)的應(yīng)力由中低頻響應(yīng)引起，故對比分析3 條歸一化的輸入響應(yīng)Qi(f)曲線：

1）若對應(yīng)的3 條Qi(f)曲線在全頻段或中低頻段存在明顯的包絡(luò)關(guān)系，則按照輸入響應(yīng)由小到大的順序開展3 個部段的動強度試驗。各部段在對應(yīng)各自試驗條件加載時進行動強度評估：當響應(yīng)較大部段的試驗條件加載時，因響應(yīng)較小部段在此前已完成自身條件考核，此時該處設(shè)備存在一定程度的過試驗風險，故響應(yīng)較小部段處設(shè)備只參與試驗而不進行動強度評估，只要確保試驗前后的特性保持一致即可。由于參加動強度試驗的設(shè)備一般為滿足質(zhì)量剛度要求的結(jié)構(gòu)模擬件，所以在3 個部段的動強度考核試驗過程中一般可不拆除設(shè)備。

2）若Qi(f)曲線在各頻段無明顯的包絡(luò)關(guān)系或包絡(luò)關(guān)系不一致，則對無包絡(luò)關(guān)系的各部段單獨進行考核，即某一處部段在按其試驗條件進行考核時，僅安裝該部段處設(shè)備，而對其他部段的設(shè)備先進行拆除。拆除的原則是所拆除設(shè)備的質(zhì)量剛度對組合體的主結(jié)構(gòu)頻率特性影響較小，不會對主結(jié)構(gòu)造成過試驗。組合體的主結(jié)構(gòu)頻率特性一般通過試驗前的特性試驗判斷，此時各部段相對獨立，僅通過主結(jié)構(gòu)提供一種較為真實的邊界。

3）若遇特殊情況三者的Qi(f)曲線在試驗容差范圍內(nèi)基本相同，則每方向可只采用3 個部段處的包絡(luò)試驗條件進行1 次試驗即可實現(xiàn)3 個部段設(shè)備同時考核。

按照上述聯(lián)合動強度試驗方法依次進行了3 個方向的試驗，分別獲得了3 個部段不同試驗條件下所對應(yīng)的模擬級間段下端的歸一化輸入響應(yīng)，如圖10 所示。以x向為例：由圖10(a)可知，在低頻段10～300 Hz，3 個部段的歸一化輸入響應(yīng)在容差范圍內(nèi)基本相同，并且環(huán)板和柱段的在全頻段容差范圍內(nèi)基本相同，而錐段的在中高頻段對應(yīng)的級間段輸入響應(yīng)較?。ù嬖谳^多波谷）。因此x向試驗時，先僅安裝錐段的儀器設(shè)備，以錐段控制條件進行動強度試驗；試驗完成后拆除錐段上設(shè)備，安裝環(huán)板和柱段的設(shè)備，按環(huán)板和柱段的包絡(luò)試驗條件同時對環(huán)板和柱段設(shè)備進行考核，并對關(guān)鍵設(shè)備和支架的響應(yīng)進行監(jiān)測，必要時適當限值。同樣照此方法完成y向和z向3 個部段的聯(lián)合動強度試驗。獲得了各設(shè)備安裝處及支架處的響應(yīng)和傳遞放大倍數(shù)，發(fā)現(xiàn)過載振動復(fù)合環(huán)境下氣瓶大量級響應(yīng)等問題，為結(jié)構(gòu)設(shè)計優(yōu)化、單機條件制定以及設(shè)備環(huán)境適應(yīng)性評估打下基礎(chǔ)。

圖10 x、y、z 向3 個部段控制條件對應(yīng)的級間段歸一化輸入響應(yīng)Fig.10 Normalized input response on the boundary of three structure segments in x, y, and z directions

由圖10 可知，不同部段3 個方向的歸一化響應(yīng)結(jié)果均呈現(xiàn)低頻段的響應(yīng)基本一致、高頻段差異較大的特征。分析認為低頻環(huán)境主要來自發(fā)動機的低頻振動，結(jié)構(gòu)機械振動存在比較一致的傳遞特性；而高頻段主要由氣動噪聲引起，聲振激勵傳遞特性與機械傳遞特性存在差異，差異性與結(jié)構(gòu)具體形式（板、殼、集中質(zhì)量）關(guān)系密切。

5 結(jié)束語

整艙動強度試驗對單機和儀器設(shè)備支架的試驗條件制定和各部件間的動強度考核具有重要意義，可以有效獲取響應(yīng)數(shù)據(jù)，并可用于單機的試驗條件制定和開展傳遞函數(shù)特性評估等工作。本文基于振動臺基礎(chǔ)激勵研究了某型號儀器艙艙段組合體的聯(lián)合動強度試驗方法：通過邊界模擬和傳遞特性分析發(fā)現(xiàn)了實際級間段的弱邊界特性，提出采用模擬邊界+儀器艙的艙段組合體進行最終的聯(lián)合動強度考核；通過自行設(shè)計的過載加載裝置實現(xiàn)了氣瓶過載力的等效模擬，在此基礎(chǔ)上制定了通過預(yù)試驗并結(jié)合歸一化響應(yīng)的比較分析來確定多部段不同試驗條件的考核原則及方法，不僅避免不同部段處產(chǎn)品的過試驗和損壞，也實現(xiàn)了各部段的有效充分考核，滿足了對儀器艙段組合體的試驗控制和加載要求。須指出的是，邊界模擬要與試驗?zāi)康摹⒃囼灧椒霸O(shè)備能力相適應(yīng)，不一定完全采用真實產(chǎn)品邊界進行。

本文所研究的儀器艙聯(lián)合動強度試驗方法對導彈、運載火箭等大型航天器的整艙振動環(huán)境試驗精細化設(shè)計和試驗驗證具有指導意義。