航天器局部载荷模态分析方法研究

沈志强，高文硕，顾 菲，张俊刚，朱子宏

（北京卫星环境工程研究所 可靠性与环境工程技术重点试验室，北京 100094）

航天器局部载荷模态分析方法研究

沈志强，高文硕，顾 菲，张俊刚，朱子宏

（北京卫星环境工程研究所 可靠性与环境工程技术重点试验室，北京 100094）

文章在介绍了模态试验基本方法和基本原理的基础上，着重探讨了锤击法测量航天器局部载荷结构的模态试验方法。通过对该载荷不同方向的激励，得到了其各个方向的模态频率、模态阻尼和模态振型，为航天器有效载荷设计及修改提供参考意见。

航天器；载荷；锤击法；模态试验

引言

航天器在发射段，飞行段和再入段的全任务飞行过程中均要经受各种复杂的动力学环境等，因此对于航天器都应该进行各种力学环境试验。在航天器设计过程中，需要建立航天器的理论模型，通常采用的是有限元分析的方法来模拟，但是有限元分析的过程中，由于数值模型和实际结构之间存在差异，以及边界条件简化不合理等不确定性因素都会影响模型的精确度，因而需要在结构设计阶段需要用模态试验来验证航天器结构设计的合理性[1～3]。

航天器结构模态试验的目的主要是：①获取航天器结构模态参数，包括模态频率、模态振型、模态阻尼比；②检查航天器结构动态特性是否符合航天器整体设计要求，可以作为航天器结构修改的依据；③将获得的模态参数作为航天器结构有限元模型的修正的证据[4～6]。

结构模态试验方法分为正则振型试验法和频响函数法。正则振型试验法是用多个激振器对结构同时进行正弦激励，当激振力矢量被调到正比于某一振型时，就可以激励出某一个纯模态振型。该法的优点是所得结构精度高，但是用时长，成本高。频响函数法，是选取受试产品的某一点进行进行激励，在其他选定点进行响应测量。将激励和响应的时域信号，转成频域频谱，从频响函数辨识出系统的模态参数。该方法的优点是可同时激励出多阶模态，测试时间短，测试方便。频响函数测试方法主要有两种，一种是单点激励多点测量，另一种是多点激励多点测量[7～9]。

航天器有效载荷作为航天器的重要组成部件，直接影响航天器的工作特性，因此本文选取新型航天器上的一个局部载荷进行模态试验，获取模态参数，并与有限元计算结果进行比较，为该型号航天器的有效载荷设计提供参考意见。

1 模态分析基本原理

产品结构的振动试验系统可以简化为单自由度系统，单自由度系统的数学方程为：

因此想要获取固定结构得模态特性，就必须获得结构得模态频率、模态阻尼比和模态振型。文章为了获取航天器局部载荷的结构特征参数，进行模态试验，指导航天器载荷的结构设计。

2 模态试验设计

2．1 模态试验方法

由于该局部载荷结构不是特别重，阻尼也不大，因此采用较为简便的锤击脉冲瞬态激励方法。使用力锤（带有力传感器）敲击试验模型，给试验件一个脉冲力，同时在测量位置安装加速度传感器测量响应，将输入的力信号和响应信号经模态分析软件处理进行模态参数识别。图1即为锤击法模态分析示意图。

2．2 试验边界条件模拟

该型号局部载荷结构包括：有效载荷组件，配重1、配重2、配重框、后承力板、前承力框。

两块后承力板通过M12的螺钉与前承力板连接，配重1、配重2、配重框通过M12的螺钉与前承力框连接，如图2所示。该局部载荷通过过渡环板与花盆连接（其中花盆的横向一阶固有频率为194.6 Hz），该局部载荷与过度环之间通过22个M8的螺栓连接，过渡环与花盆通过22个M20的螺栓连接，该局部载荷与花盆连接后的整体通过大螺钉和压紧块固定在地轨上。

2．3 模态试验测点布置和几何模型建立

在局部载荷结构上布置的测点要可以反应出结构的各阶主振模态的振型，即各阶振型既要反映出该局部载荷组件的模态又要反映出配重块的模态。因此在载荷组件的顶端正交方向布置4个响应测点（A1～A4），在距离载荷组件顶端一定距离的地方布置4个响应测点(A5～A8)，在有效载荷组件底部布置4个测点（A9～A12），在两块后承力板底部布置分别布置两个测点(A23～A26)，在两块后承力板根部分别布置两个测点（A27～30），具体的测点位置和点号如图3所示。其中A13～A16是在连接面分布圆上分布，用于模拟固支边界，不进行响应测量。在正式试验前，根据测点相对位置建立节点，连接节点建立局部载荷的模态分析模型（如图4所示）。

图1 锤击法模态分析图

图2 配重与承力框组合图

图3 结构测点布局示意图

图4 局部载荷模态分析模型

2．4 结构模态试验实施

试验时根据局部载荷的结构特性和有限元分析结果，尽量选择可以激励出有效载荷组件的模态和配重块的模态振型的点作为激励点，X向激励时激励点和激励方向选择为A25+X向，A4-X向，Y向激励选择A25-Y，A7-Y，用力垂分别敲击这几个方向得到试验数据进行模态分析。

产品安装完毕后，进行传感器的粘贴工作，粘贴同时记录测点的编号和方向，正式模态试验前测量通道的导通试验。有效载荷模拟件模态试验采用多个点不同方向激励，对比得出可以满足要求的试验结果。每个方向正式试验前均进行试验预调试，调整力垂敲击力大小，进行每个方向正式试验采用手动采集十次平均的方法，如果出现通道过载则舍弃该次数据，重新敲击。将采集的数据进行处理，获得载荷模拟件的频响函数，导入模态分析软件，进行有效载荷模拟件的参数辨识。对模态频率、阻尼和模态振型等模态参数进行分析判读，识别出有效载荷模拟件的各阶模态参数。

3 结构模态试验结果及分析

本次模特试验采用的是频响函数法中的单点激励多点响应测量的方法，试验结果及分析如下。

图5 典型测点响应点数据及相位信息

3．1 响应数据及相位信息

对采集的数据进行分析处理，图5为典型测点响应点数据及相位信息，其中红色为拟合后的曲线，在响应的峰值会出现相位的明显突变，则可以认为此频率可能为该有效载荷的固有频率。

3．2 有效载荷结构模态固有频率和阻尼

通过对试验结果的比对分析分别给出X向激励、Y向激励得到的频率和阻尼，如表1所示。

以上试验结果表明，X向激励容易激励出X向的模态，Y向激励容易激励出Y向模态，对于两个方向都能激励出来的模态，其频率近似相同，但是阻尼可能差别较大。由于结构的非线性，模态阻尼的区别主要是各种方向的激励量级差别引起的误差。

表1 有效载荷模拟件固有模态试验结果

3．3 有效载荷的结构模态振型

模态振型如图6所示，相应的阵型结果如表2所示，其中呼吸模态和扭转模态频率取X、Y向激励结果的平均值。

3．4 试验结果说明

试验过程中，在进行Y向激励时，A1Y通道故障，采集数据无效，导致振型图中Y向弯曲时，A1点位置不随动，但是不影响整体结构模态的分析。

图6 模态振型图

表2 有效载荷模拟件模态振型

图7 有效载荷模态有限元计算结果

表3 试验结果与有限元计算结果对比

4 有限元计算分析

利用有限元分析方法对有效载荷模拟件进行模态分析，分析过程中将花盆与有效载荷模拟件连接面出进行固支约束的简化分析。计算得到该型号有效载荷模拟件的前五阶模态结果，将第一、二、五阶模态如图7所示。

5 结论

本文详细介绍了航天器局部有效载荷模态试验过程，并对试验结果进行了分析，得到了该有效载荷结构的模态参数和模态振型。试验结果可以和结构设计结果进行比对，对结构设计及修改提供参考。将有限元计算结果与试验测得结果对比于表3所示。

通过对比有限元计算结果和试验结果可以发现：

1）有限元计算模态振型和试验所得的模态振型相似，可以作为指导试验的依据；

2）有限元计算模态频率和试验所得的模态频率有一定的差距，因为是有限元计算过程中采用了一些近似的和理想化的过程，与实际试验过程有一定的不同，所以影响了试验结果，可以根据试验结果对有限元模型进行修改，从而指导结构设计。

[1] 刘成玉等.机翼有限元模型振动和颤振特性分析[J].计算机辅助工程, 2006.9.

[2] 李洲圣等.机翼模型振动试验模态分析[J].西北工业大学学报,1986.4.

[3] Van Der Auweraer H, et a1．Accurate modal analysis measurements with programmed sine wave excitation[J]．Mechanical Systems and Signal Processing, 1987.

[4] Bart Peerers, Herman Van der Aurweraer, Patrick Guillaume.The intergration of operational modal analysis in vibration qualification testing[C]. In: Proceedings of IMAC 20[A].Los Angeles, CA, USA, 2002.2.

[5] 沃德·海伦，斯蒂芬·拉门兹，波尔·萨斯.模态分析理论与实验[M].北京理工大学出版社，2001.6.

[6] 左鹤声,彭玉莺.振动试验模态分析[M].北京:中国铁道出版社,1995.2.

[7] 游亚飞等.印制板的试验模态分析技术研究[J].航天器环境工程,2009.12.

[8] 李晔等.基于随机振动试验的模态参数辨识[J].航天器环境工程,2005.10.

[9] 李宁等.卫星承力筒结构的模态试验方法探讨[J].航天器环境工程,2009.8.

[10] 沈志强,朱子宏. 改变连接特性提高振动台冲击响应谱模拟能力.装备环境工程, 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

沈志强，(1985-)，工学硕士/硕士研究生同，高级工程师，研究方向：动力学环境试验技术研究。