LMS模态试验分析系统在具有间隙非线性的全动翼面模态识.pdf

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1、LMS 模态试验分析系统在具有间隙非线性的全动翼面 模态识别中的应用研究 LMS 模态试验分析系统在具有间隙非线性的全动翼面 模态识别中的应用研究 金伟 付焕兵 陈烈斌 慕智全 （成都飞机设计研究所，成都 610041）摘要：摘要：在飞机全动平尾在地面 GVT 试验中，由于间隙非线性的存在，使旋转模态难以识别和确认，直接影响颤振计算结论。本文利用飞机全动平尾静力试验件，真实地模拟平尾操纵系统间隙状态。借助 LMS 的模态试验设备，分别使用纯模态法和步进正弦扫频频响函数法，深入研究了自由间隙对平尾旋转模态的影响。研究结果表明，使用 LMS 模态试验设备的步进正弦扫频频响函数法，可以较为准确地识别

2、具有间隙非线性全动翼面的旋转模态，克服了以往 GVT 试验中只使用纯模态法通过调节激振力、激振频率寻求最高模态指示函数容易误判旋转模态的缺陷。关键词：关键词：间隙非线性，全动翼面，旋转模态 Application of LMS Mode Test Analysis System to identify rotation modes of all-moving stabilizer with free-play nonlinearity Jin Wei,Fu Huanbing,Chen Liebin,Mu Zhiquan(Chengdu Aircraft Design and Research

3、Institute,Chengdu 610041)Abstract:In aircraft Ground Vibration Tests(GVT),rotational modes of all moving stabilizer are very difficult to accurately identify due to the free-play nonlinearity,which will directly affect the conclusion of flutter calculation.In this paper,a static strength test horizo

4、ntal stabilizer is used to study the free-play effect.With the aid of LMS mode test instruments,phase resonance method and stepped sine frequency response function method are adopted to research the effect of free-play on stabilizer rotation modes,respectively.Research results have shown that the st

5、epped sine frequency response method adopted by LMS mode test instruments can identify the rotation modes of all-moving stabilizer with free-play by satisfied accuracy,which overcomes some limitations in traditional GVT only with phase resonance method.Key Words:LMS,Mode test,Free-play nonlinearity,

6、Horizontal stabilizer,Rotational Modes,引言 由于现代歼击机全动翼面结构设计广泛采用了直轴与电传伺服操纵系统，与传统的斜轴全动翼面相比，它的翼尖配重效率较低，颤振安全余量非常临界，颤振速度随翼面旋转频率、旋转间隙的变化十分敏感。因此，在全机地面 GVT 试验中对全动翼面旋转模态的识别和确认一直是困扰型号设计与试验单位的技术难点。目前国内处理具有间隙非线性特征的全动翼面模态识别方法一般采用变激振力、激振频率的相位共振法。把大激振力下模态指示函数较高、稳定的激振频率、测量振型做为它的旋转模态。在某改型飞机地面 GVT 试验中发现，由于平尾操纵机构设计未采用锥形

7、销、锥形衬套等抑制间隙措施，平尾旋转间隙明显偏大，远大于规范 0.034的要求。使用相位共振法测量的平尾旋转频率比计算值（已根据工程经验修正）低很多，并且同架飞机左右平尾、不同架次飞机同侧平尾的测量结果差别较大，与试飞测量数据的符合性也较低。如果按照本次试验结论进行颤振计算，全动平尾的颤振速度就不能满足设计要求。为弄清本次试验结果分散性较大的原因，利用 LMS 的模态测试设备，用变激振力正弦扫频法试验测量了平尾非线性共振区的频响特性。测量的频响函数曲线显示，在旋转频率主峰值附近出现了多个次峰值，并且在每个次峰值处都能够识别出平尾的旋转模态。这些旋转模态分别对应于 FEM 模型计算值和用相位共振

8、法得到的不同试验结果。这一现象对确定真实可靠平尾旋转模态造成了很大的困难。由于在全机状态下平尾的连接结构比较复杂，飞机各部件间的模态相互干扰，很难对造成平尾旋转模态频响函数多峰值现象的原因进行单独分析。因此，为消除上述各因素对试验结果的影响，需要利用某型飞机全动平尾安装在试验台架上的静力试验件，真实地模拟平尾操纵系统间隙状态。然后用 GVT 试验的方法分析、复现造成平尾旋转模态多峰值现象的原因，找到识别和确认全动翼面旋转模态的有效方法，为飞行颤振试验提供可靠的模态数据。1 全机状态平尾 GVT 试验 1.1 相位共振法 在全机状态下，采用多点正弦激励的相位共振法进行了平尾部件的 GVT 试验。

9、试验方法为在平尾前后缘施加反向激振力，模态参数识别是根据平尾模态指示函数扫频图，在共振峰值下通过调节激振力的大小、数量、比例和位置，同时调节激振频率，使模态指示函数达到最大值（800）。此时的最小频率就作为平尾的固有旋转频率。试验结果见表 1。从表 1 可以看出，试验结果的分散性较大。表 1 全机状态下相位共振法平尾旋转频率试验结果汇总 注：各频率值均已正则化 试验测 试 飞机平尾平尾试验状态 0Z 架平尾 0Y 架平尾0X 架平尾左右 左右左右1 平尾旋转频率 3.67 3.72 0X 架首飞后 GVT 试验结果 2 3.53 2.83 首次试验 3 3.18 2.86 （略）4 3.13

10、2.84 （略）5 3.18 2.80 （略）6 3.57 3.07 （略）7 2.74 2.73 （略）8 2.86 （略）1.2 正弦扫频法 在全机状态下，使用 LMS 模态试验系统进行了平尾部件的 GVT 对比试验。试验过程中，同样在平尾前后缘施加反向激振力（变力），测量得到平尾的频响函数曲线，模态参数识别采用时域最小二乘复指数法（LSCE）。平尾典型试验状态的频响函数曲线见图 12。从图上可以明显看到平尾旋转模态的多峰值现象。图 1 XX 架左平尾频响函数 图 2 XX 架右平尾频响函数 图 3 LMS 模态试验现场 2 平尾试验件安装在试验台架上的 GVT 试验 2.1 试验实施方案

11、 平尾试验件在试验台架上的安装方式见图 4。除 ISA 用假件代替外，平尾结构、操纵系统机构均为真实件。通过改变 ISA/机身支座轴承连接，调整 ISA/摇臂、摇臂/大轴的配合松劲程度等方法可以在平尾的控制回路中产生不同程度的旋转间隙。虽然目前国军标规范要求全动翼面的自由间隙0.034（该值由美国 Wright Air Development Center 在 1954 年完成的全动平尾低速颤振模型风洞试验确定），但根据目前国内生产工艺技术条件，从多个自研型号全动翼面的实际间隙测量结果来看，间隙一般都达到 0.1左右，使用磨损后可超过 0.2。因此，本次试验中控制的间隙值分别为 0.082、0

12、.136和 0.218。图 4 平尾试验件在试验台上的安装 2.2 平尾试验件 GVT 试验及结果分析 在 3 个典型间隙状态下，改变激励力幅值的大小进行了试验，试验结果见表 2。在试验台架上，由于 ISA 假件后支座、转轴两端的轴承支座都非常刚硬（接近固支条件）。平尾自重（重心位于转轴之后）等效于在后缘施加了 14.5kg（实测）的预载。在小力情况下（30N）各间隙状态下的平尾旋转频率都与 FEM 线性计算结果非常接近。随着激振力加大，各个间隙状态的最低稳定旋转频率均逐步降低。在间隙为 0.082时，最低稳定频率比计算值降低约 27。各个激振力幅下的频响函数曲线都比较光顺（见图 5）；当间隙

13、分别增加到 0.136和 0.218时，最低稳定频率也分别比计算值降低了约 32和 39。这时它们的频响函数曲线出现了一些变化。在较大激振力时，随着激振频率逐渐接近共振频率，动力放大因子使振幅急剧增大，在某一频率值处克服了自重预载后进入了自由间隙状态并使旋转刚度发生变化，这在频响函数曲线上就表现为出现分叉（小峰，图 6、图 7）。间隙越大小峰越明显，激振力越大小峰也越靠前。在两个峰值处用 LMS 的纯模态法进行模态识别都能得到很高的模态指示函数值（0.99），但小峰处的频率不应该看做平尾的固有频率。这一试验结果基本复现了在全机试验时平尾频响函数曲线的多峰现象。在全机 GVT 试验状态下，ISA

14、 处于双腔打压和锁死状态。由于平尾自重和在自由间隙区平尾转动的卡滞现象，在正弦扫频过程中会出现多处旋转刚度突变，这在频响函数曲线上就表现为多峰值现象。如果在试验中仅用相位共振法进行模态识别，由于看不到整体的频响函数变化情况，很可能找到的是次峰处的假模态而丢掉主峰处的真模态。表2 变旋转间隙GVT试验旋转频率 序号 正弦激振力（kg）平尾旋转频率 前缘 后缘 间隙 0.082 间隙 0.136 间隙0.218 1 3.0 60.2 59.6 58.7 2 5.0 54.12 52.7 53.34 3 8.0 47.4 46.3 47.7 4 10.0 45.0 42.9 42.16 5 12.0

15、 42.1 41.48 41.66 6 15.0 42.46 39.7 41.16 7 18.0 42.23 39.69 35.66 注：平尾自重等效后缘施加 14.5kg 预载 图 5 间隙 0.0820,激振力 150N 图 6 间隙 0.136，激振力 150N 图 7 间隙 0.218，激振力 150N 3 结论 通过本次平尾部件 GVT 试验可以得出以下结论：自由间隙会使全动翼面的旋转频率显著降低，在测量的频响函数曲线上表现为多峰值现象。全动翼面旋转模态的识别应该用相位共振和正弦扫频相结合的方法，以避免试验中找到的是次峰处的假模态而丢掉主峰处的真模态。参考文献 1 Dale M.Pi

16、tt，”a physical explanation of free play effects on the flutter response of an all movable control surface”,AIAA-95-1378.2 P.C.Chen,D.H.Lee,“flight-loads effects on free-play indouced limit cycle oscillation”,AIAA 2006-1851.3 William D.Anderson,“maximum control surface freeply,design and flight testing approach on the F-22”,AIAA2007-1767.