结构模态耦合试验稳定性裕度研究及应用.pdf

3st.力与2023年8 月实第45 卷第4期践学结构模态耦合试验稳定性裕度研究及应用戴亚光沈恩楠1)苍峰胡家亮王标（沈阳飞机设计研究所，沈阳110 0 16)摘要针对某型验证机纵向伺服弹性稳定性裕度不足的问题，建立了基于结构模态耦合试验和仿真的分析方法。通过比较原型机与验证机之间传感器幅值裕度和响应曲线，初步判定传感器安装结构响应过大为此次裕度不足的主要原因。通过控制律仿真环节和机体动力学仿真环节建立了结构模态耦合仿真模型，模拟试验输入信号，获得传感器响应数据。通过结构模态耦合仿真，验证了倍频现象是导致传感器安装结构响应过大的原因，进而导致纵向稳定性裕度不足。提出了一种传感器支持系统可调频率动态控制装置，可有效提升结构模态耦合试验稳定性裕度。关键词结构模态耦合试验，气动伺服弹性，稳定性分析中图分类号：V216.2文献标识码：Adoi:10.6052/1000-0879-22-584STUDY AND APPLICATION OF STABILITY MARGIN INSERVO-STRUCTURE MODAL COUPLING TESTDAI YaguangSHEN Ennanl)CANGFengHU JialiangWANGBiao(Shenyang Aircraft Design and Research Institute,Shenyang 110016,China)Abstract For the problem of insufficient longitudinal stability margin of a certain type of aircraft,an analysismethod based on servo-structure modal coupling test and simulation is established.By comparing the sensoramplitude margin and response curve between the prototype and the verifier,it is preliminarily determined thatthe excessive response of the mounting structure is the main reason of the insufficient margin.The structuralmodal coupling simulation model is established through the control law simulation and the organism dynamicssimulation,and the sensor response data is obtained by simulating the input signal of the test.Through thestructural modal coupling simulation,it is proved that the double frequency phenomenon is the cause of thelarge response of the sensor installation structure,which leads to the lack of longitudinal stability margin.Anadjustable frequency dynamic control device of sensor support system is proposed to effectively improve thestability margin of structural modal coupling test.Keywordsservo-structure modal coupling test,aeroservoelasticity,stability analysis气动弹性问题研究弹性体在流体中运动时的振动响应情况，它是气动力、弹性力和惯性力之间相互耦合作用的问题。伴随着电子技术的进步，控制增稳技术、电传操纵技术和主动控制技术得以在新一代飞行器中广泛使用，这就使得飞机结构动力学、飞机非定常气动力和飞行控制系统相互作用，形成气动伺服弹性问题1-3 。飞机设计流程需要研究耦合飞机控制系统和结构弹性振动的伺服气动弹性稳定性4。飞机结构模态耦合试验是机上地面试验中的重点项目，主要是在地面环2022-10-21收到第1稿，2 0 2 2-12-0 1收到修改稿。1)沈恩楠，博士，高级工程师，研究方向为气动弹性力学。E-mail：7 0 9144198 q q.c o m引用格式：戴亚光芬峰等结构模态耦合试验稳定性裕度研究及应用力学与实践？202345(4):783-792Dai Yaguang,Shen Ennan,Cang Feng,et al.Study and application of stability margin in servo-structure modal coupling tMechanics inEngineering,2023,45(4):783-792力实784践2023年第45 卷学境且无气动载荷的情况下测得飞机的伺服弹性稳定性5 。全机地面结构模态耦合试验是有控飞机必须完成的重要试验6 ，试验结果需要满足相应的规范和要求，比如国军标要求等。结构模态耦合试验研究是多学科、多专业的大型综合试验，在不考虑气动力的作用下，测定有控飞机的伺服弹性稳定性，验证气动伺服弹性数学模型的正确性，确定气动伺服弹性稳定性计算结果的准确性，为有控飞机试飞安全提供可靠的试验数据。某型验证机是以某型飞机为平台的改装验证机，为了摸清飞机的伺服弹性特性，为气动伺服弹性分析提供数据，确保飞机飞行安全，需要开展结构模态耦合试验。按照试验任务书要求，需要开展纵/横/航向、主控/自动驾驶仪、起降/空中状态及部分故障状态的开环频响。试验过程中，在进行开环纵向自飞控空中控制律0 公里高度、0马赫数的状态试验时，其幅值裕度不满足国军标要求。该型飞机是以某原型飞机为改装验证平台，其主要机体结构和飞控系统中电传系统与原飞机保持不变，飞控系统改进自动飞行控制功能，机体各结构系统相应发生更改。为探究其裕度不满足要求的原因，本文基于结构模态耦合试验确定了导致稳定性裕度不足的原因。通过传感器响应分析进一步明确了倍频现象的产生，通过仿真建模及机上试验验证了倍频现象是导致稳定性裕度不足的原因，并提出了解决方法。1结构模态耦合试验原理及步骤开环频响试验原理如图1所示，要求在控制律计算指令输出口后同输出指令与测试指令叠加处之间断开。在输出指令与测试指令叠加处前给相应操纵面输入正弦扫频信号Xi，在指令输出口后测量输出信号Y，在传感器后测量传感器输出信号X2。在开环频响试验中，通过测量总开环传递函数Y/Xi以及飞机环节相关传递函数X2/X1，监测机体各部位及飞行传感器附近的加速度传感器时域响应历程。D/A表示将数字信号转换为模拟信号。manipulatoraircraftoverlayof outputsensorsand test directivesservo loopX2computer(D/A)X1Ycontrol law calculatingdirectives outputfrequencyresponsetestersanalyzer图1开环频响试验原理图Fig.1Open loop frequency response test principle用空气弹簧支持飞机，并用千斤顶保护飞机，如图2 所示。根据国军标要求，自飞控模态下全频域范围内伺服弹性增益裕度不低于6 dB。试验飞机要求同地面共振试验时的状态一致，处于待飞状态，除因试验需要打开的口盖外，其他飞机口盖需要关闭。进行试验前将飞机调整到水平状态。具体试验步骤主要包括：(1）通电检查电传控制计算机和操纵系统工作的完好性；(2）使飞控系统处于试验要求的状态；图2 飞机支持状态Fig.2Aircraft support status785戴亚光等：结构模态耦定性裕度研究及应用第4期(3)油车打压；(4）空气弹簧按要求充气、调试；(5）按要求连接试验器；(6）给定动、静压，使飞机处于相应的试验状态；(7）通过在操纵面施加扰动给飞机激励，监测和观察传感器输出信号、控制律计算指令输出信号和操纵面振动现象，对系统开环状态进行确认。2现象描述及原因分析2.1现象描述在开展的验证机某状态试验中，其幅值裕度为2.6 dB，不满足国军标6 dB的要求。针对此次试验情况的试验数据进行分析。将原型机某架次与验证机结构模态耦合试验结果进行对比，如图3 所示。原型机纵向主控起降全频域幅值裕度为8.9 3 5 dB，频率为0.5 0 3 6 Hz。验证机纵向主控起降全频域幅值裕度为2.5 8 3 dB，频率为0.5107Hz。原型机与验证机之间的区别主要在于取消武器舱，并对附近相关安装结构进行适应性改进。本文中频率均归一化处理。可以看出，原型机幅值裕度在8.93 5 dB左右，验证机与原型机相应状态的幅值裕度为2.5 8 3 dB，低6.3 5 2 dB左右。图3 的横坐标已按照所关注的最大频率值进行归一化，单位为1。将原型机与验证机同样状态的结构模态耦合试验Wz（俯仰角速率）、Ny（法向加速度）传感器频响特性测试结果进行比较，如图4所示，验证机Wz的传感器响应比原型机大6.3 dB左右，在0.4Hz和0.5 Hz频点附近相差较大。验证机Ny的传感器响应比原型机大6 dB左右。通过上述数据分析可知，导致本次自飞控纵向起降状态稳定裕度不足的原因为传感器响应偏大。X:0.510.70Y：:-2.5 8 3X:0.503 6prototypeY:-8.935verification-1020ap/apnaiide-3040-50-6000.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0图3纵向起降控制律开环频响测试结果对比（红线为验证机，蓝线为原型机）Fig.3Comprison of open loop frequency response test results of longitudinal takeoff and landing control law(red for verifier and blue for prototype)2.2数据分析针对加速度传感器测试安装位置、机体、支架进行响应测试工作并与原型机比较。测试点如图5 所示。测试结果如表1所示，9表示海平面1个重力加速度。从测试结果看，安装速率陀螺支架的机体壁板响应与原型机基本一致，而速率陀螺支架安装处的响应为原型机的1.5 倍左右，说明传感器安装刚度弱于原型机，所以导致传感器响应增大，进而影响开环稳定裕度。图6 为本次试验4个典型车次的传感器时域响应历程图，均在频率0.4Hz和频率0.5 Hz附近响应较大处取样（测量多通道数据，1-4代表第四个通道的数据，即绿色线代表支架处的响应曲线；1-6 代表第6 个通道的数据，即红色线代表壁板处的响应曲线）。从曲线可以看出，此次试验的支架加速响应依旧为壁板加速度响应的1.5倍左右。力786实践学2023年第45 卷X:0.404Y:18.2220X:0.516X:0.392prototype10Y:8.815Y:14.99verification0X:0.511Y:2.47-10-2030-4000.10.20.30.4.0.50.60.70.80.91.0frequency/Hz(a)Wz频响(a)WzfrequencyresponseX:0.40420X:0.392-Y:12.06Y:8.703X:0.51610prototypeY:3.598verification0-10X:0.511Y:-2.236-2030-405000.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0frequency/Hz(b)Ny频响(b)Nyfrequencyresponse图4纵向起降控制律Wz和Ny频响测试结果对比Fig.4 Comprison of Wz and Ny frequency response test results of longitudinal takeoff and landing control lawleftvertical wallpanelacceleration sensor(directiony)y.acceleration sensor 2(direction y)图5加速度传感器粘贴位置示意图Fig.5Schematic diagram of installaion position of acceleration sensor试验结果表明如下。(1）固定角速度传感器支架（加速度传感器1）的侧壁板的y向振动响应范围在0.3 5 g左右，与原型机基本一致；(2）验证机角速度传感器安装支架（加速度传感器2）的y向振动响应大部分在0.5 g0.6 g之间，是侧壁板的1.5 倍左右。而在原型机中，角速度传感器支架与侧壁板的响应基本相等。787戴亚光等：结构模态耦定性裕度研究及应用第4期表1原型机与验证机壁板、支架过载对比Table 1 Comparison of overload of wallboard andbracket between prototype and verifieroverloadofoverloadofStatewallboardbracketprototype0.35g0.36gverifierN10.36g0.52gverifier N20.3790.52gverifierN30.3790.56gverifierN40.35g0.53g初步判断引起该变化的原因有以下三方面：(1）用于安装角速度传感器的支架的固有特性与原型机不同；(2)验证机支撑角速度传感器的支架结构连接未完全固定；(3）传感器安装支架周围改动导致传感器支架及其周围结构特性与原型机不一致。通过局部共振试验的方式对传感器支架的固有特性进行研究，验证机和原型机传感器支架的频率相当，排除支架固有特性的原因。经现场确认，亦排除支架连接未固定的原因。针对传感器附近结构进一步开展分析验证工作。2.3角速度传感器附近的结构刚度分析原型机及验证机角速度传感器附近结构总体示意图如图7 所示。通过结构对比可见，原型机弹药舱结构取消后，在验证机相应结构处，安装了测试改装设备。通过整体结构及连接形式对比peakto peak:0.841-4=1-6peak to peak:0.89?1-4=1-60.410.470.320.370.220.270.130.180.040.089.-0.069.-0.020.15-0.12-0.25-0.22-0.34-0.32-0.43-0.41-0.53-0.51298.86309.82320.78331.74342.70353.66215.73225.48235.23244.98264.73264.48SS(a）Ve r i f i e r N1壁板、支架过载对比(b）Ve r i f i e r N2 壁板、支架过载对比(a)Comparison of overload between wallboard(b)Comparison of overload between wallboardand bracket of verifier N1and bracket of verifier N2peak to peak:0.811-41-6peak to peak:0.891-41-60.390.440.300.340.210.240.120.140.030.05O.-0.069-0.05-0.15-0.15-0.24-0.25-0.33-0.35-0.42-0.45-0.52-0.55348.07359.14370.20381.27392.34403.4314.00326.43338.85351.283363.71376.13SS(c）Ve r i f i e r N3 壁板、支架过载对比(d）Ve r i f i e r N4壁板、支架过载对比(c)Comparison of overload between wallboard(d)Comparison of overload between wallboardand bracket of verifier N3and bracket of verifier N4图6 4个典型车次的传感器时域响应历程图Fig.6 Time-domain response history diagram of sensors for 4 typical vehicle cycles图7 原型机（左）与验证机（右）角速度传感器附近结构示意图Fig.7Schematic diagram of structure near anglar velocity sensor of prototype(left)and verifier(right)力788实践2023年第45 卷学可见，加改装设备只有底面横板与两侧墙相连，而弹药舱整体盒段四边均与两侧墙相连。从整体刚度上看，测试改装设备为全机提供的刚度要弱于原弹药舱结构给全机提供的刚度，局部上看，测试改装设备的连接刚度也要弱于原型机弹药舱的连接刚度。为了探究测试改装设备对稳定裕度的影响，开展了针对测试改装设备影响研究的结构模态耦合试验。图8 给出了安装和拆除测试改装设备状态测得的传感器频响函数，不同状态分别测量两次。可以看出在峰值处试验重复性较好。安装和不安装测试改装设备在0.4Hz和0.5 Hz左右的峰值对应频率存在一定偏差，幅值差别并不明显。测试安装设备本身对支架的响应影响较小。2.4传感器安装支架频率信号分析将支架、壁板测得的时域响应信号转成频响信号，如图9所示。可以看出，支架的固有频率与激励信号出现倍频耦合现象，频率4.0 Hz左右存在固有频率重合，激发了支架能量，导致结构30first time20-withtestequipment10secondtime00.1 0.2 0.30.4 0.510.6.0.7,0.8 0.9 1.0 equipmentwithtest-10firsttime-20without testequipment-30secondtime-40-withouttestequipment-50-60图8安装与拆除测试改装设备状态传感器支架扫频频响函数对比Fig.8 Comparison of sweeping frequency response functionsbet ween installation and demolition modified testingequipment status sensor bracket振动响应变大，最终导致裕度减小。初步判断倍频现象是导致此次幅值裕度不足的主要原因。3验证工作为了进一步探究导致传感器支架响应幅值变大的原因，进行故障复现，根据试验真实情况建立伺服仿真分析模型，仿真模型如图10，为保证0.0300.080.2506/opnaidure6/opnaidue0.060.0200.0150.040.1000.020.0050234500.51.01.52.02.53.03.54.04.55.0frequency/Hzfrequency/Hz图9角速度传感器支架频响（左）与壁板频响（右）Fig.9 Angular sensor frequency response(left)and wallboard frequency response(right)图10仿真模型Fig.10Simulation model789第4期戴亚光等：结构模态耦三性裕度研究及应用仿真模型与飞机保持一致性，对传感器支架系统的频率模态与飞机测试结果进行比较，结果如图11和表2 所示，通过频率对比，可以看出支架系统仿真模型可以用于计算分析。由于此次飞机结构模态耦合试验纵向激励振动源于平尾的正弦扫频振动，为了保证伺服仿真分析模型的准确性，将飞机平尾实测的频域振动过载信号作为边界工况加载到仿真模型中，仿真分析基于MSC.Nas-tran中频响分析方法（frequencyresponse），将平尾多个位置在不同频率状态下的振动过载作为激励加载到平尾模型对应位置点，在上述工况条件下，测得去除弹药舱状态的传感器位置频响，与飞机实测频响进行比较，查看传感器支架位置是否同样存在倍频现象。对支架和壁板的响应信号进行频谱分析对比，仿真结果如图12 所示，图中纵坐标单位为9（海平面重力加速度），图中LE为前缘（leading edge）缩写。可以看出支架的响应幅值同样要高于壁板，倍频信号与支架频率在2.5 4.0 Hz频段的模态产生倍频耦合现象，振幅明显增加。对比图4中验证机和原型机传感器频响曲线可以看出，在峰值处的频率差别比较明显。进一步可以确认，由于验证机在传感器支架附近安装的测试改装设备与原型机的弹药舱存在结构上的不同，引起传感器支架频率发生偏移，全机模态在峰值附近的频率与传感器支架产生倍频共振，导致传感器支架幅值响应增加，进一步导致稳定性裕度降低。4可调频率动态传感器支持系统针对倍频问题，本文提出了一种可调频率动态传感器支持系统。可调频率动态传感器支持系统主要是飞机使用过程中通过调整丝杠位置和配重位置来控制传感器支撑系统的支持刚度和重量分布，以调整传感器支持系统的频率和模态，使传感器支持系统远离飞机主要弹性频率以及倍频影响，通过调整传感器支持系统的模态特性来降低飞机飞行过程中飞机主要固有频率及倍频带来的振动响应，从而提高飞机气动伺服稳定裕度，保证飞机飞行安全。其主要组成是：上、下层隔板、支持杆、支持丝杠、配重调节丝杠、配重支(a)第一阶(a)First mode(b)第二阶(b)Second mode(c)第三阶(c)Third mode(d)第四阶(d)Forth mode图11传感器支架系统模态Fig.11Sensor support systemmodes表2 亻传感器支架频率结果比较Table2Comparison offrequency results of sensorbracketsFrequency ofFrequency ofModes ordersimulationverifier/Hzmodeling/Hzfirst mode2.5752.558second mode3.2752.998third mode4.0353.876forth mode8.6308.985持划片、上层调节电机、下层调节电机、转动丝杠等。下层电机驱动转动丝杠带动支持丝杠在支持杆中移动，通过改变支持杆中支持丝杠的位置来调节支持杆的支持刚度。通过驱动上层调节电机带动配重调节丝杠转动使配重支持划片发生位置变化，从而改变配重位置使上层隔板的系统重心位置改变。力实790践2023年第45 卷学00-600-600-1200-120045606-LE50813-LE0.330.330.220.220.110.1100012345012345frequencyfrequency图12 仿真模型：侧壁板频响（左）与支架频响（右）Fig.12Simulation of wallboard frequency response(left)and bracket frequency response(right)飞机飞行过程中，主要弹性模态振动信号及倍频信号被飞机飞控传感器感知，对飞机飞行稳定带来不利的影响，可以通过调节上、下层电机驱动丝杠改变支持刚度和传感器支持系统的质量分布，来实现支持系统模态、频率的动态调整，使传感器支持频率避开飞机主要频率及倍频，降低飞机弹性振动对飞控传感器的影响，从而提高飞机飞行稳定性。图13 是装置的总体示意图。图14是丝杠位置部视示意图。传感器支持系统可调频率动态控制装置，包括1-飞控传感器、2-根部支架、3-上层隔板、4-下层隔板、5-配重支持划片、6-滑道支架、7-配重、8-支持杆、9固定卡口、10-支持丝杠、11-下层调节电机、12-转动丝杠、13-上层电机支持架、14-上层调节电机、15-配重调节丝杠、16-轴承、17-轴承底座构成，1-flight control sensor3-upperdivider4-lowerdivider2-bracket图13装置总体示意图Fig.13Overall schematic diagram of the device飞控传感器与上层隔板连接，根部支架与飞机内部结构连接，上层隔板、下层隔板通过支持杆螺栓连接，下层隔板与根部支架螺栓连接，滑道支架与上层隔板螺栓连接，配重支持划片与滑道支架滑动连接，配重与配重支持划片螺栓连接，固定卡口与下层隔板螺栓连接，支持丝杠与支持杆、固定卡口螺纹连接，下层调节电机与下层隔板螺栓连接，下层调节电机与转动丝杠通过一字插口过盈配合连接，转动丝杠与支持丝杠通过螺纹咬合摩擦传递转动，使支持丝杠旋转发生位置变化，从而实现支持杆内支持刚度变化。上层电机支持架与上层隔板采用螺栓连接，上层调节电机与上层电机支持架螺栓连接，上层调节电机与配重调节丝杠通过一字插口过盈配合连接，轴承底座与上层隔板螺栓连接，轴承与轴承底座过盈配合连接，配重调节丝杠与轴承连接，配重调节丝杠转动驱动配重支持划片在滑道支架滑动，调节配重位置，从而实现重量分布变化。以往传感器支持系统设计为结构不可调整，支持模态频率无法变动，当飞机弹性频率及倍频信号与传感器支持系统耦合时，飞控传感器支持系统的振动响应明显提高，降低了飞机飞行气动伺服弹性稳定性。安装本文设计的装置后，在保791第4期戴亚光等：结构模态耦性裕度研究及应用6-slidebracket7-balancing weight5-balancing-weightsupporting scribing8-steady arm9-fixed bayonet10-support lead screwsupportrigidityenhancement area11-lowerlevelregulated motorMM12-rotating lead screw13-upperlayer15-adjustingscrew14-upperlayermotor supportingwith balancingregulated motor16-bearing17-bearing baseframeweight图14丝杠位置视示意图Fig.14Sectional diagram of screw position留原非间隙结构连接形式的基础上，可以实现传感器支持系统的刚度、重量分布特性可调，从而改变传感器支持系统的频率、模态特性，避开飞机弹性频率及倍频信号，减小飞机弹性振动对飞（责任编辑：王永会）力792实2023年第45 卷践学控传感器的影响，可提高飞机气动伺服弹性稳定裕度。5结论本文基于结构模态耦合试验对某型飞机的伺服弹性裕度进行评估，在评估过程中发现某开环状态不满足国军标要求，针对该故障情况进行分析，初步确定了故障原因。经分析，测试改装设备与原弹药舱结构的不同导致传感器支架频率发生微幅偏移，支架的固有频率与激励固有频率出现倍频耦合现象，倍频信号与传感器支架4.0 Hz左右的固有频率重合，激发了支架能量，导致支架振动幅值增加，最终导致此次幅值裕度不足。针对倍频现象，提出了一种传感器支持系统可调频率动态控制装置，此装置可以动态调整支持支架刚度基础参数，也可以通过动态调整配重滑片的位置，在飞机使用过程中动态控制支架支持系统的刚度、重量分布，实现对支架支持系统的频率、模态的动态控制，降低传感器系统的振动响应，实现飞机气动伺服弹性稳定裕度的稳定和提高。参考文献1章俊杰，杨超.带有飞行控制系统飞机的伺服弹性试验研究.北京航空航天大学学报，2 0 0 3,2 9(11)：998-10 0 0Zhang Junjie,Yang Chao.Serv-elasticity test of an aircratfwith the flight control system.Jounral of Beihang University,2003,29(11):998-1000(in Chinese)2陈桂彬，邹丛青，杨超.气动伺服弹性技术的应用研究.第七届全国空气弹性学术交流会，浙江湖州，2 0 0 1Chen Guibin,Zou Congqing,Yang Chao.Application re-search of aeroservoelastic technology.The Seventh NationalAeroelastic Academic Exchange Conference,Huzhou,Zheji-ang,2001(in Chinese)3陈桂彬，邹丛青，杨超.气动伺服弹性技术在飞机设计中的应用.航空学报,1996,17(7):3 1-3 5Chen 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