(完整word版)机翼振动模态试验与颤振分析.doc

机翼振动模态试验与颤振分析1引言高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，如机翼结构的静气动弹性发散、颤振等等。这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，甚至极为有害，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。气动弹性问题又分为静气动弹性问题和动气动弹性问题。在动气动弹性问题领域中最令人关注的是颤振问题。颤振现象是气动力、结构弹性力和惯性力三者耦合的结果。所以颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。在对机翼进行颤振特性的数值计算时，颤振计算结果的正确性和精确性取决于机翼各阶固有振动模态的精确性。真实机翼的固有模态可以通过模态试验测得。根据颤振数值计算过程的需要，参与计算的各阶模态必须正交，而试验测得的模态并不严格正交，且因为结构阻尼的存在，模态通常为复数。有一种处理方法是通过取幅值，把各阶模态变为实模态，然后对求得的广义质量阵、刚度阵进行修正，使其变为对角阵从而方便数值计算;另一种方法是直接建立机翼的有限元模型，通过数值计算求得固有模态(满足正交性)，但是计算所得模态的正确性需要通过模态试验进行验证。在实际工程中，通常采用第二种方法，本文也采用这种方法的思路。本文研究对象为一个大展弦比平板机翼模型：一块半展长1米，弦长0.12米，厚度1.8毫米的铝板，边界条件为根部固支。2模态数值分析有限元模型作为颤振分析的基础，也是试验模态结果正确性验证的重要参考。另外根据计算所得的各阶主要模态的节线位置，可以确定传感器测量点和激振点的布放位置(尽量将激振点和测量点放置在远离各阶节线的位置，如果正好在某阶节线上，则该阶模态无法激励出或测量不到)。所以在试验前须根据实际结构建立一个能够充分反映结构质量、刚度特性的有限元模型。使用Nastran有限元计算软件进行根部固支状态下的振动模态计算，得到结果如表1所示。各阶计算模态振型如图1至图4所示。图1一阶弯曲振型图图2二阶弯曲振型图图3一阶扭转振型图图4三阶弯曲振型图3模态试验分析3.1模态试验理论模态试验及模态参数的识别是用试验的方法，在结构上施加某种激励，利用测量的激励和响应数据，采用各种数据处理和数学分析方法，获得表征结构动力特性的模态参数。这称为结构动力学的第一类逆问题。模态参数识别的方法有很多，按照分析域可分为时域法、频域法，按照输入输出又分为单输入单输出法(SISO)、单输入多输出法(SIMO)、多输入多输出法(MIMO)。识别得的参数包括：固有频率模态参数、阻尼比、模态振型、模态质量、模态刚度、模态阻尼。这些模态参数可以用于直接评价结构的动力特性或通过与数值计算结果比较，进行模态验证或修正等等。在模态试验时，振动激励源有不同的选择，包括稳态正弦激励(单频或步进)、正弦扫频激励、随机激励(纯随机、伪随机、触发随机)和锤击激励。根据需要和试验条件可以选择不同的激励方式。3.2模态试验对于该机翼模型的模态试验采用锤击法和激振器两种激励方式。数据采集方面使用LMS的SCADASIII模态分析设备和PCB加速度传感器;测试软件采用LMSTest.Lab8B，其中StructuresAcquisition模块中的ImpactTesting用于锤击法试验模态的采集与分析，SpectralTesting用于激振器激励模态试验的调试和数据采集分析工作。激振器激励信号选用的周期快扫信号是一种极快的正弦扫描，即频率在数据采集的时间段内很快向上(或向下)扫描，此过程不断重复形成一个周期函数。这种信号具有良好的峰值有效值比和良好的信噪比。试验激励点位置的选取如图6所示，图中已标出激振点位置，其余8个点为测量点如图5所示。试验测得模态频率如表2所示，实测模态振型图如图7至图13所示。图5测量点的位置分布图6分析软件几何模型中激振点的位置表2试验测得模态频率图7锤击法实测一弯振型图图8锤击法实测二弯振型图图9激振器激励实测二弯振型图图10锤击法实测一扭振型图图11激振器激励实测一扭振型图图12锤击法实测三弯振型图图13激振器激励实测三弯振型图从模态试验结果可以看出，不同激振方式对于结构模态频率测量结果有一定的影响。激振器所测各阶模态频率普遍高于锤击法结果，说明激振对所测结构有一定的附加刚度。但是锤击法也存在一定的问题：每次敲击量级要相当，不能连击，所测结果的正确性取决于锤击操作者的熟练程度。参考有限元模型的计算结果，发现一扭和三弯的模态频率靠得很近，而锤击法的测量信号通常因为信噪比低，需要加力指数窗，这对于频率靠得很近的密集模态的识别造成了困难，其测得的数据正确性便不能保证。而激振器的周期快扫激励所得测量信号的信噪比较高，则不存在这种问题由于位于密集