關(guān)于航天動力學(xué)環(huán)境的最新進展與技術(shù)展望論文
航天動力學(xué)是研究航天器和運載器在飛行中所受的力及其在力作用下的運動的學(xué)科，又稱星際航行動力學(xué)。航天動力學(xué)研究的運動包括航天器的質(zhì)心運動，稱軌道運動;航天器相對于自身質(zhì)心的運動和各部分的相對運動，稱姿態(tài)運動;以及與航天器發(fā)射、航天器軌道機動飛行有關(guān)的火箭運動。以下是學(xué)習(xí)啦小編今天為大家精心準備的：關(guān)于航天動力學(xué)環(huán)境的最新進展與技術(shù)展望相關(guān)論文。內(nèi)容僅供參考，歡迎閱讀!
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動力學(xué)環(huán)境問題是飛行器設(shè)計中的基礎(chǔ)與關(guān)鍵，國內(nèi)外航天器在發(fā)射與飛行中振動、沖擊造成的故障占據(jù)了相當(dāng)大的比例，輕者影響精度和飛行穩(wěn)定性，重者會造成失敗。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，我國航天動力學(xué)取得了前所未有的成績。同時由于信息、材料、微機械等技術(shù)的進步，飛行器也呈現(xiàn)出新的特點，動力學(xué)問題也出現(xiàn)了新的發(fā)展方向。
1 航天動力學(xué)環(huán)境預(yù)示與虛擬試驗技術(shù)
1.1 動力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)進展
動力學(xué)環(huán)境預(yù)示是航天飛行器設(shè)計的基礎(chǔ)。近年來，航天動力學(xué)在環(huán)境預(yù)示方法上有所突破，開始擺脫對國外標準的依賴，并逐步走上工程實測數(shù)據(jù)持續(xù)修正的道路。一方面覆蓋高頻、中頻、低頻的全頻域混合建模預(yù)示技術(shù)得到快速應(yīng)用，為研制初期的動力學(xué)條件提供輸入;同時采用型號研制累積的大量實測數(shù)據(jù)不斷修正，某些產(chǎn)品形成了比較精確的動力學(xué)模型，制定了有別于國外與國軍標的振動、沖擊條件，并據(jù)此探索了多種經(jīng)驗外推、混合建模、非平穩(wěn)數(shù)據(jù)處理等技術(shù)。
1.1.1 有限元-統(tǒng)計能量混合建模技術(shù)
飛行器在發(fā)射、飛行中受到振動、沖擊和噪聲影響，早期飛行器問題主要集中在低頻部分，一般采用有限元方法就能解決。隨著飛行器的發(fā)展，輕質(zhì)、柔性、次級結(jié)構(gòu)、設(shè)備內(nèi)部結(jié)構(gòu)等作用凸現(xiàn)，中高頻問題凸現(xiàn)，所以近年來對FE-SEA 混合方法的研究很多。主要針對航天器等復(fù)雜系統(tǒng)的特點，以飛行器典型結(jié)構(gòu)為主，利用板梁組合結(jié)構(gòu)開展數(shù)值仿真，并細分子系統(tǒng)連接關(guān)系，使復(fù)雜連接隨機子系統(tǒng)間能量傳輸關(guān)系具有了完整表達式。同時提出了損耗因子修正、推力修正、設(shè)備傳遞特性修正三級修正方法。完成了諸如衛(wèi)星天線、太陽帆板、整星結(jié)構(gòu)、運載器、導(dǎo)彈儀器艙、超聲速飛行器等基礎(chǔ)激勵和混響聲場動響應(yīng)，并與試驗數(shù)據(jù)進行了對比。中頻段預(yù)示與實測結(jié)果之間吻合較好，甚至部分精度已經(jīng)達到±3 dB，但存在某些整體模態(tài)被遺漏、響應(yīng)結(jié)果應(yīng)用到復(fù)雜系統(tǒng)局部細分不夠等問題，模型還需進一步完善。
1.1.2 振動沖擊實測數(shù)據(jù)統(tǒng)計條件與外推技術(shù)
由于工程結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，確定動力學(xué)環(huán)境的方法除混合建模外，還大量采用實測數(shù)據(jù)或相似產(chǎn)品外推等統(tǒng)計歸納與理論結(jié)合的方式，并取得了良好的效果。對氣動激勵載荷一般采用壓力脈動計算或測量值施加到飛行器表面，也采用計算氣動聲學(xué)CAA 的方法。該方法彌補了傳統(tǒng)CFD 寬頻聲波不同波長傳播不能準確刻畫的缺點，與CFD 緊密關(guān)聯(lián)成為今后的重要方向，但在比例模型試驗方面，需要對氣動聲學(xué)的相似律加以詳細研究。
振動沖擊環(huán)境外推法是在參考型號有直接測量結(jié)果、新型號與參考型號的動力載荷自譜相似、測量位置結(jié)構(gòu)近似的前提下，按照激勵源縮比、結(jié)構(gòu)表面質(zhì)量密度縮比、飛行器直徑縮比等三個基本縮比原則對新型號振動響應(yīng)自譜量級進行外推的一種方法，彌補了有限元和統(tǒng)計能量缺點，簡單實用，適用新型號研制，應(yīng)用相當(dāng)廣泛。我國積累了大量數(shù)據(jù)，逐步形成了諸如根據(jù)設(shè)備固有頻率特性確定半正弦沖擊和能量譜點火沖擊條件的制定方法，根據(jù)飛行數(shù)據(jù)確定振動環(huán)境條件并據(jù)此給出了馬赫數(shù)從低到高的外推公式等經(jīng)驗公式和標準。由于數(shù)據(jù)積累系統(tǒng)性不夠，基礎(chǔ)數(shù)據(jù)挖掘不到位，與產(chǎn)品結(jié)構(gòu)、性能等參數(shù)關(guān)聯(lián)度不高，應(yīng)用水平與國外相比還有較大差距。
1.1.3 非高斯、非平穩(wěn)振動數(shù)據(jù)處理技術(shù)
飛行器在運輸中因路面質(zhì)量會誘發(fā)結(jié)構(gòu)碰撞，飛行中因推力脈動、姿態(tài)變化等會產(chǎn)生非平穩(wěn)振動，實測數(shù)據(jù)分析表明，其具有明顯的超高斯分布特征。試驗與仿真表明，超高斯分布振動會大大降低結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，采用寬帶信號作為激勵進行疲勞仿真分析，隨峭度的增大疲勞損傷積累加快，疲勞壽命縮短。目前振動數(shù)據(jù)處理及振動試驗條件均按照高斯分布進行，忽略了功率譜密度相同但時域數(shù)據(jù)分布不同對結(jié)構(gòu)影響的差異，在某些特定的情況下應(yīng)予以重視。
1.2 航天動力學(xué)環(huán)境預(yù)示發(fā)展方向
航天動力學(xué)環(huán)境主要方向是解決高速飛行器氣動熱帶來的熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題;動力學(xué)環(huán)境如何準確定位到設(shè)備甚至功能單元一級;如何建立起地面試驗結(jié)果與飛行狀態(tài)下的響應(yīng)之間的關(guān)系等問題。
1.2.1 高速飛行器熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)環(huán)境分析預(yù)示技術(shù)
高速飛行器是世界各國發(fā)展的重點，特別是長期在大氣層飛行情況下與以往發(fā)動機置后不同，采用的是吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機，具有飛行器結(jié)構(gòu)推進一體化特點以及影響控制系統(tǒng)設(shè)計的氣動/推進/彈性耦合效應(yīng)。因此，外部氣流與進氣道流場同時作用于結(jié)構(gòu)，有嚴酷的振動、噪聲環(huán)境;另一方面，因氣動加熱、發(fā)動機高溫影響，結(jié)構(gòu)特性隨溫度變化呈現(xiàn)時變特征，動力學(xué)環(huán)境具有全頻域以及與高溫耦合的特點。因此，氣動激勵源作用機理、吸氣式飛行器內(nèi)外流激勵振動環(huán)境預(yù)示與控制、流-固-溫耦合物理場分析、熱振聲多物理場分析、熱氣動飼服彈性分析、復(fù)雜系統(tǒng)時變動力學(xué)特性分析、溫度對復(fù)雜結(jié)構(gòu)振動固有頻率影響機理、熱虛擬試驗等技術(shù)成為目前研究的熱點。
目前在沖壓發(fā)動機激勵源預(yù)示技術(shù)方面取得了一定突破，在多物理場、特性分析、熱飼服彈性分析等方面采用數(shù)值模擬、有限元分析與風(fēng)洞試驗、熱模態(tài)試驗等相結(jié)合的方法取得了較大進步，但對內(nèi)外流場致振機理等尚不清楚，熱結(jié)構(gòu)試驗與計算結(jié)果之間還存在很多不解之處。
1.2.2 基于設(shè)備功能的動力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)
動力學(xué)環(huán)境預(yù)示的目標是使飛行器設(shè)計達到輕量和良好的特性。目前的預(yù)示方法采用輸入—結(jié)構(gòu)傳遞—響應(yīng)分析方法，屬于正向分析，只有結(jié)構(gòu)確定后才能進行。盡管對結(jié)構(gòu)優(yōu)化、完善設(shè)計提供了幫助，但對結(jié)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計難以發(fā)揮根本性改變。其次，有限元、統(tǒng)計能量方法也存在不夠細化、不能預(yù)示到設(shè)備和功能單元局部的缺點，只能給出全系統(tǒng)級或者艙段級的環(huán)境，即動力學(xué)環(huán)境預(yù)示與目標設(shè)備/單元功能、結(jié)構(gòu)設(shè)計合理性以及環(huán)境適應(yīng)性評價之間的橋梁沒有建立起來。因此，近年來提出了基于設(shè)備功能的反向分析方法，即逆問題?；舅悸肪褪歉鶕?jù)飛行器設(shè)備的功能指標敏感性要求，把功能指標分解到設(shè)備安裝部位和敏感物理量上，甚至對結(jié)構(gòu)某些重要位置提出控制指標要求，這樣會縮短設(shè)計周期，并一次性形成設(shè)計結(jié)果優(yōu)化。
目前對該方法的研究取得了初步成果。其基本過程是：首先對飛行器不同位置、相同位置不同功能設(shè)備的動力學(xué)環(huán)境敏感量進行分析，在位移、速度、加速度等18 個物理量中篩選，并分解到安裝結(jié)構(gòu)位置甚至到結(jié)構(gòu)傳遞路徑，作為顯性指標用于約束結(jié)構(gòu)設(shè)計和評估，結(jié)構(gòu)完成后再進行預(yù)示，對結(jié)構(gòu)目標點預(yù)示結(jié)果指標進行轉(zhuǎn)化，與分解指標進行對比評估。這樣，利用不同設(shè)備功能敏感的動力學(xué)環(huán)境特征量的不同，將預(yù)示結(jié)果與結(jié)構(gòu)設(shè)計約束之間建立起直接聯(lián)系，是未來飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計的發(fā)展方向。該方法已初步用于慣性器件、光學(xué)導(dǎo)航、舵系統(tǒng)的動力學(xué)環(huán)境預(yù)示分析中，初步確定了功能設(shè)備敏感指標體系，并給出了指標轉(zhuǎn)化方法，形成了一套較完整的思路。
1.2.3 飛行器動力學(xué)環(huán)境天地一致性問題研究
分析并模擬產(chǎn)品結(jié)構(gòu)所在位置動力學(xué)環(huán)境的有效性是結(jié)構(gòu)響應(yīng)預(yù)測的關(guān)鍵之一。飛行器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且具有多源輸入特征，飛行中邊界、氣動附加剛度、載荷、噪聲等影響因素很多，產(chǎn)品分析與地面試驗的狀態(tài)、模型等一致性難以得到保證，傳統(tǒng)方法對飛行復(fù)雜環(huán)境的準確預(yù)示比較困難。同時，因振動沖擊遙測通道數(shù)量有限，難以統(tǒng)計歸納以描述飛行器各部位狀況。熱試車、發(fā)動機試驗、火箭撬、功能試驗等僅驗證了飛行狀態(tài)中的一個特定狀態(tài)，但地面試驗數(shù)量很大。
天地一致性正是綜合利用地面試驗、分析和飛行遙測數(shù)據(jù)，根據(jù)地面試驗系統(tǒng)與飛行狀態(tài)下結(jié)構(gòu)響應(yīng)之間存在的映射關(guān)系，采用基于映射關(guān)系的動力學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)，對未知部位進行預(yù)測。目前，在多個飛行器設(shè)計中得到了初步應(yīng)用。主要采用地面模態(tài)試驗、地面試驗測量數(shù)據(jù)建立模型，消除地面邊界條件影響，運用支持向量回歸機構(gòu)建立兩者之間的映射關(guān)系模型。通過大量地面試驗與遙測數(shù)據(jù)作為訓(xùn)練樣本，得到了回歸模型曲線，并在典型結(jié)構(gòu)上得到了試驗驗證，實現(xiàn)了由遙測點到其他結(jié)構(gòu)點的預(yù)測。應(yīng)用還存在不少缺點，一是遙測點數(shù)量有限，映射模型精度較低;二是遙測飛行環(huán)境較好，遙測數(shù)據(jù)樣本量不夠完備，邊界條件模型精度不高，需要結(jié)合仿真分析完成。
1.2.4 動力學(xué)環(huán)境虛擬試驗技術(shù)
虛擬試驗是隨航空航天等技術(shù)發(fā)展和任務(wù)增加及大量數(shù)據(jù)積累而產(chǎn)生的，其意義在于：一方面產(chǎn)品模型包含了不同激勵下的響應(yīng)信息，可分析方向性結(jié)果，降低人工判斷遺漏，減少實物試驗數(shù)量，降低成本;另一方面，實物試驗前對試驗設(shè)計方案進行快速評估，確定其合理性和可行性以及安全、質(zhì)量、經(jīng)濟性。同時對于超出試驗?zāi)芰Ψ秶蚱渌拗频模螂y度大、成本高以及無法準確模擬極限載荷工況情況的，更適合采用虛擬試驗技術(shù)對其進行考核驗證。
虛擬試驗建模過程側(cè)重于大量試驗數(shù)據(jù)積累和不斷修正的結(jié)果上，因此需要一個循序漸進不斷完善的過程。國外起步較早，美國已形成基于虛擬試驗驗證技術(shù)的公共支撐框架TENA，以及以JMETC 為代表的大型綜合試驗驗證系統(tǒng)，并在F-22、宙斯盾等武器系統(tǒng)中得到應(yīng)用。國內(nèi)取得了一些階段性的應(yīng)用成果，軍工產(chǎn)品虛擬試驗領(lǐng)域已形成自主知識產(chǎn)權(quán)的通用支撐技術(shù)框架VITA。主要困難在于數(shù)據(jù)積累及其規(guī)范性較差，比較簡單的結(jié)構(gòu)和單一因素的虛擬試驗方法已取得良好進展，而復(fù)雜結(jié)構(gòu)多物理場耦合環(huán)境方面還存在很大距離。
2 航天動力學(xué)環(huán)境試驗技術(shù)
2.1 大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗技術(shù)
模態(tài)試驗技術(shù)發(fā)展較成熟，在單點與多點正弦激振的基礎(chǔ)上發(fā)展了多點隨機激振和綜合模態(tài)試驗技術(shù)，目前已廣泛用于航天等領(lǐng)域結(jié)構(gòu)動態(tài)設(shè)計、振動控制和故障診斷中。我國航天器、運載器和發(fā)射裝置等大型系統(tǒng)均開展結(jié)構(gòu)模態(tài)分析、模態(tài)試驗，研制過程中要進行結(jié)構(gòu)部組件、全系統(tǒng)、飛行器/發(fā)射箱(筒)/發(fā)射架(車)/平臺聯(lián)合模態(tài)試驗，以確定結(jié)構(gòu)系統(tǒng)特性對發(fā)射精度、飛行穩(wěn)定性和設(shè)備環(huán)境適應(yīng)性的影響。大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗方法主要有寬帶隨機激振法、純模態(tài)法、錘擊法、步進正弦法、工作模態(tài)法等。模態(tài)參數(shù)辨識方法常用的有頻域直接擬合法、時域多參考點復(fù)指數(shù)法LSCE 算法、工作模態(tài)polymax 算法等。大型模態(tài)試驗技術(shù)發(fā)展有高溫環(huán)境下的熱模態(tài)試驗技術(shù)、三維/多體等非梁模型識別與應(yīng)用、時變結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)識別方法。
在航天產(chǎn)品中往往存在多體、集中質(zhì)量、間隙、弱連接、柔性結(jié)構(gòu)等結(jié)構(gòu)非線性以及剛度、質(zhì)量、阻尼等參數(shù)非線性，相應(yīng)技術(shù)尚不成熟，目前多用于飛行器操縱面模態(tài)試驗。方法主要有測量靜剛度法、測量動剛度法、消除間隙和摩擦的橡皮繩加載法以及改變激振力的純模態(tài)試驗方法。測量靜剛度法是測量結(jié)構(gòu)在不同靜力載荷下的剛度。測量動剛度法則是給結(jié)構(gòu)施加可變的正弦激勵載荷，在考慮剛度引起的非線性同時引入了阻尼引起的非線性。橡皮繩加載法則是用彈性力消除結(jié)構(gòu)間隙和摩擦，然后測量結(jié)構(gòu)線性化后的模態(tài)參數(shù)。改變激振力的純模態(tài)試驗方法跟線性結(jié)構(gòu)純模態(tài)法類似，通過改變激振力的頻率和大小、得到不同激振力下的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)[15—16]。
2.2 微機械模態(tài)試驗技術(shù)
新型飛行器大量采用慣導(dǎo)對準、地形匹配、光學(xué)制導(dǎo)等技術(shù)，相應(yīng)的印制電路板、輔助結(jié)構(gòu)、機構(gòu)、支架、內(nèi)部結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特性直接影響飛行穩(wěn)定性和設(shè)備精度。由于此類結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、剛度小、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，傳統(tǒng)模態(tài)試驗方法帶來的附加剛度和質(zhì)量與被測結(jié)構(gòu)相當(dāng)，精度難以保證，因此采用聲激勵和光測替代傳統(tǒng)激振桿或錘擊法等接觸式激勵和加速度傳感器測量方法，可以彌補相應(yīng)不足。重音喇叭發(fā)出的聲能足以激發(fā)出小質(zhì)量結(jié)構(gòu)件的模態(tài)，但要解決聲源與現(xiàn)有設(shè)備的阻抗匹配、相位匹配等問題。目前國內(nèi)有采用低頻高密度體積聲源集成的非接觸激勵，加速度測量采用激光測振儀，消除了附加剛度和質(zhì)量的影響。通過對比試驗，兩種激勵方式得出的頻率、振型結(jié)果一致，聲激勵試驗結(jié)果與典型算例結(jié)果更吻合，精度更高。
2.3 多輸入多輸出振動試驗技術(shù)
目前比較流行的振動試驗做法是用多個振動臺模擬飛行器運輸、發(fā)射與飛行動力學(xué)環(huán)境，以模擬多激振源，并提高激振力分布均勻性或提高推力以及柔性結(jié)構(gòu)的試驗效果，并在軍事、航空、電子等領(lǐng)域廣泛應(yīng)用，美軍標和國內(nèi)標準均有相關(guān)內(nèi)容。同時國外SD，DP，IMV，LMS 等公司擁有多臺振動控制儀商用產(chǎn)品。
國內(nèi)在20 世紀90 年代就開始了這方面的研究，在細長體雙振動臺試驗、設(shè)備級三軸振動試驗方面應(yīng)用比較成熟，并形成了相關(guān)行業(yè)和國軍標等標準。南航、億恒等單位多臺控制技術(shù)也逐步成熟并形成了商用產(chǎn)品。目前中國航空綜合技術(shù)研究所等正在建設(shè)大型多振動臺試驗系統(tǒng)，但大型產(chǎn)品結(jié)構(gòu)多樣，特性各異，而多輸入多輸出控制方法依賴于產(chǎn)品結(jié)構(gòu)傳遞特性，所以通過實測數(shù)據(jù)統(tǒng)計歸納而形成試驗條件，包括控制矩陣對角元素設(shè)定在內(nèi)的多振動臺控制還需要深入研究。此外還有利用多個壓電元件來模擬實際環(huán)境的分布式振動試驗技術(shù)。制定合理的多臺多軸的振動試驗條件，針對具體試驗件研究激勵方案以及多軸振動與熱環(huán)境耦合試驗方法等問題是以后研究的重點方向。
2.4 離心復(fù)合試驗技術(shù)
飛行器在機動轉(zhuǎn)彎等動作會產(chǎn)生過載，同時有溫度、振動、沖擊等共同作用的復(fù)合環(huán)境。對于特定產(chǎn)品結(jié)構(gòu)，離心復(fù)合環(huán)境會影響到產(chǎn)品的精度和功能。離心復(fù)合試驗在國內(nèi)外發(fā)展比較迅速，美國的UCDavis 大型振動離心機系統(tǒng)包含了水平單向、垂直/水平雙向振動、試驗攝像觀測系統(tǒng)、電阻層析成像系統(tǒng)等，是目前振動離心機的最高水平。
目前國內(nèi)的離心復(fù)合試驗技術(shù)通常是以離心機為主體，在機臂上安裝溫度箱、振動臺來實現(xiàn)的。這種方法存在的技術(shù)難題是離心力作用下振動臺動圈會發(fā)生偏轉(zhuǎn)，須設(shè)計糾偏系統(tǒng)，同時必須考慮對振動臺固有特性的影響。目前國內(nèi)多為小型振動離心機，并在航天、水利水電以及核工業(yè)得到應(yīng)用，但振動臺推力偏小限制了試驗系統(tǒng)的廣泛應(yīng)用。中物院等單位對離心復(fù)合試驗系統(tǒng)進行了深入研究，并根據(jù)需求提出了模擬飛行過程的高動態(tài)離心試驗、STS 環(huán)境模擬等試驗?zāi)M技術(shù)。
3 熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)試驗技術(shù)
由于高超聲速飛行器速度高，動力學(xué)特性與以往有很大不同，尤其以高溫耦合影響為重。在熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模分析的基礎(chǔ)上，根據(jù)考核目的應(yīng)盡量減少耦合因素，突出主要矛盾，可以分別進行兩兩或多耦合因素試驗驗證。
3.1 熱結(jié)構(gòu)時變模態(tài)試驗技術(shù)
由于氣動加熱效應(yīng)等影響，高速飛行器結(jié)構(gòu)受到溫度梯度影響，相應(yīng)的材料物性參數(shù)、結(jié)構(gòu)剛度、熱應(yīng)力等隨飛行時間變化，飛行器動力學(xué)特性隨時間變化并影響到飛行控制。高溫影響機理復(fù)雜，對簡單結(jié)構(gòu)而言，以材料彈性模量下降為主，符合結(jié)構(gòu)固有頻率下降規(guī)律;對復(fù)雜結(jié)構(gòu)，熱應(yīng)力導(dǎo)致剛度分布變化，結(jié)構(gòu)特性難以預(yù)測，各階固有頻率并不完全符合隨溫度升高而降低的直觀規(guī)律。
結(jié)構(gòu)熱模態(tài)試驗是獲取熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的主要方法，但由于地面試驗受到的影響因素更多，熱邊界影響以及結(jié)構(gòu)邊界受熱影響的剛度變化復(fù)雜，也是國內(nèi)外研究的前沿與熱點，成為集控制、信號處理和結(jié)構(gòu)動力學(xué)的一個交叉學(xué)科，借助線性系統(tǒng)和信號處理等領(lǐng)域的研究成果發(fā)展出一些有效的時變模態(tài)參數(shù)辨識算法。國外如NASA 早期研究成果表明，溫度對結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)的影響明顯，但振型基本不變，均為基于傅里葉變換的模態(tài)參數(shù)辨識算法，僅是溫度穩(wěn)定環(huán)境結(jié)論。國內(nèi)基于高超聲速飛行器發(fā)展，提出了基于遞推子空間方法的時變模態(tài)參數(shù)辨識算法，可以通過狀態(tài)空間聯(lián)系到結(jié)構(gòu)的振動微分方程，找到彼此的契合點，這種方法也是參數(shù)化的模型，識別精度更高。工程中一般分兩步完成，先獲取不同溫度穩(wěn)定環(huán)境下的模態(tài)參數(shù)，以此為基礎(chǔ)再獲取結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)隨著溫度變化的詳細變化。
3.2 熱振動/噪聲試驗
與熱耦合的動力學(xué)試驗用于驗證不同溫度、濕度分布下結(jié)構(gòu)的傳熱特性，溫度分布以及振動、噪聲、疲勞特性。由于影響因素多、技術(shù)難度大，到20 世紀90年代才開始逐步完成工程實現(xiàn)。飛行器昂貴且材料存在不可逆因素，一般按熱振動、熱噪聲、熱疲勞等兩兩組合進行試驗，從飛行器經(jīng)歷的環(huán)境剖面及飛行器局部分析，提煉需解決的主要矛盾，分析、設(shè)計多組試驗，進行相對簡化的環(huán)境因素組合模擬和覆蓋性考核與評估。目前具有熱噪聲試驗設(shè)備和試驗?zāi)芰Φ膰矣械聡⒍砹_斯、美國等，根據(jù)考核的主要目的進行部件、艙段、整機試驗。國內(nèi)航天、航空等試驗機構(gòu)均建成了較大規(guī)模的熱試驗設(shè)施，具有系統(tǒng)級1300 ℃以下熱振動、熱強度、熱疲勞、熱模態(tài)試驗?zāi)芰?，部件?50 ℃以下熱噪聲試驗?zāi)芰?。熱噪聲試驗主要針對薄蒙皮、TPS結(jié)構(gòu)等對熱、噪聲聯(lián)合作用敏感的結(jié)構(gòu)。
3.3 熱結(jié)構(gòu)動力學(xué)參數(shù)非接觸式測量技術(shù)
由于高溫的影響，傳統(tǒng)的應(yīng)變、振動、壓力測量手段受到限制，因此，近年來出現(xiàn)了適宜高溫環(huán)境下測量的新技術(shù)。
非接觸式振動測量技術(shù)主要是應(yīng)用多普勒原理、激光干涉原理的測振方法，因其非接觸、無附加質(zhì)量、動態(tài)范圍大和精度高，所以在熱模態(tài)、熱振動等試驗中廣泛應(yīng)用。由于其存在安裝對準、激光反射效果、熱蒸騰效應(yīng)問題，影響了振動測量精度。
非接觸式熱應(yīng)變測量方法有基于數(shù)字圖像處理的方法和數(shù)字圖像相關(guān)方法等。此外還有電子散斑干涉法、云紋干涉法等方法。這些方法測量靈敏度非常高，并具有測量結(jié)果直觀可視的優(yōu)點。
高動態(tài)應(yīng)變測量技術(shù)主要采用光纖Bragg 光柵動態(tài)應(yīng)變傳感器，其特點是信號頻率高、信噪比高。瞬態(tài)應(yīng)變測試在實用的信號解調(diào)方面還存在響應(yīng)速度方面的瓶頸問題，尚需做大量工作。
壓力脈動測量技術(shù)包括有以下幾種：傳感器外加冷卻護套，但存在局部冷區(qū)大熱梯度和聲歪曲;光纖傳聲器，在727 ℃以下有良好頻響特性;等離子傳聲器，可用于高溫、高速、高焓值氣流中的噪聲、熱流等多參數(shù)的同步測試;將高溫下的噪聲用波導(dǎo)管導(dǎo)出測量，已在發(fā)動機內(nèi)部噪聲測試等任務(wù)中得到應(yīng)用。
4 氣候環(huán)境作用下復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)問題
飛行器地面階段運輸、執(zhí)勤環(huán)境復(fù)雜，存在平臺、工作/人工誘發(fā)與氣候組合環(huán)境影響，其振動沖擊響應(yīng)不但有其特殊性，而且有時比飛行環(huán)境更為嚴酷。
飛行器-發(fā)射裝置-平臺等構(gòu)成的系統(tǒng)動力學(xué)問題主要體現(xiàn)在以下方面。
1)載荷激勵存在平臺多樣性，發(fā)射狀態(tài)下風(fēng)載荷激勵，車輛運輸中道路障礙等情況下的顛簸沖擊、剎車沖擊、振動，艦船平臺受海浪沖擊、炮擊、爆炸沖擊傳遞到產(chǎn)品的振動沖擊響應(yīng)等[24]。
2)連接結(jié)構(gòu)存在諸如多聯(lián)裝剛彈轉(zhuǎn)換、適配器、運輸中的減震器陣列等特殊情況，以及車輛發(fā)射裝置起豎折疊狀態(tài)下的多體結(jié)構(gòu)，存在結(jié)構(gòu)非線性，在溫度變化等情況下動力學(xué)特性會發(fā)生相應(yīng)的改變。
3)發(fā)射裝置、地面設(shè)備往往尺度較大，存在_效應(yīng)，在溫度、陽光、風(fēng)載荷、平臺誘發(fā)等疊加或綜合作用下，產(chǎn)生局部變形等，即存在局部微環(huán)境問題，長期作用下產(chǎn)生疲勞或應(yīng)力腐蝕。
4.1 飛行器-發(fā)射裝置動力學(xué)響應(yīng)分析
地面階段主要表現(xiàn)為運輸中的沖擊、振動，艦載爆炸沖擊、風(fēng)載荷等情況。近年來國內(nèi)外利用NASTRAN 等軟件開展了大量研究，特別是對水下爆炸沖擊響應(yīng)進行了深入分析，采用大質(zhì)量法、動態(tài)設(shè)計分析等方法，綜合考慮了分布質(zhì)量慣性力、結(jié)構(gòu)傳播效應(yīng)等因素，給出了發(fā)射裝置的變形和應(yīng)力，并得出大長細比產(chǎn)品對沖擊敏感、橫向響應(yīng)較大、沿長度方向響應(yīng)差異較大等結(jié)論。
由于系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜，很難得到精確的振動應(yīng)力，只能采取實測數(shù)據(jù)。通過大量實測數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析，得到了直接用于工程的成果，火箭在運輸車上的振動應(yīng)力為正態(tài)分布或威布爾分布，對組合系統(tǒng)力學(xué)特性影響很大。通過比較公路、鐵路、海上、飛機運輸振動特點，公路的振動量級最大，且主要以低頻振動為主。通過實測數(shù)據(jù)也發(fā)現(xiàn)，在大外載荷作用下，如在路況很差、風(fēng)浪很大的情況下，由于連接結(jié)構(gòu)、接觸面、安裝固定面的存在，可能會激發(fā)出多平臺固有頻率以外的高頻沖擊振動，并具有超高斯分布特征。
4.2 飛行器-發(fā)射裝置-平臺系統(tǒng)動力學(xué)特性研究
地面階段存在連接狀態(tài)差別大、邊界不確定性大、導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)非線性變化等影響，諸如運輸狀態(tài)下的彈性(減震器陣列等)邊界、動態(tài)載荷下邊界力變化、待機發(fā)射狀態(tài)邊界、車/艦發(fā)射過程中的適配器滑動狀態(tài)變化、機載發(fā)射、不同溫度/濕度/風(fēng)載荷影響、水下發(fā)射影響等。僅部分情況一階固有頻率計算較為準確[28]，且不同測試方法(敲擊法、路障沖擊工作模態(tài)等)模態(tài)頻率差別較大。目前產(chǎn)品研制過程中均要完成水下模態(tài)、發(fā)射箱/架/飛行器、車輛/發(fā)射箱/飛行器、飛機/發(fā)射架/飛行器等穩(wěn)定狀態(tài)的特性試驗，除研究飛行器在平臺的性能變化外，還可以獲取飛行器對平臺系統(tǒng)的影響，如是否會與機翼、發(fā)射箱等發(fā)生共振，以及如何改進結(jié)構(gòu)，降低系統(tǒng)各部位的動態(tài)應(yīng)力。
4.3 氣候-工況/平臺誘發(fā)載荷組合環(huán)境下動力學(xué)特性研究
飛行器在地面階段盡管溫度比較溫和，但平臺誘發(fā)、氣候環(huán)境的復(fù)合及累積效應(yīng)突出。艦船平臺上，除經(jīng)歷搖擺、沖擊和振動外，還有陽光照射的光化學(xué)和溫升效應(yīng)。大型產(chǎn)品大尺寸效應(yīng)產(chǎn)生的累積變形和應(yīng)力不容忽視，與鹽霧、潮濕等形成氣候-力學(xué)復(fù)合環(huán)境，加劇了結(jié)構(gòu)的破壞。地面車輛平臺經(jīng)歷顛簸、剎車等過載和沖擊以及氣候環(huán)境影響。平臺上大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng)內(nèi)部可能會存在著大量高于設(shè)計或整體平均設(shè)計條件的局部微環(huán)境，如大型結(jié)構(gòu)中的減震器陣列在外力誘發(fā)下的不均勻分布會導(dǎo)致某個減震器失效并導(dǎo)致連鎖反應(yīng)整體損壞，固發(fā)中的裝藥界面應(yīng)力等，影響飛行器壽命。
系統(tǒng)的損壞最終可以歸結(jié)為某個部位、構(gòu)件、器件的故障，因此，目前的解決方法主要是把地面階段飛行器與平臺作為一個多體、柔性、非線性系統(tǒng)分析，確定關(guān)鍵薄弱環(huán)節(jié)，并根據(jù)局部結(jié)構(gòu)的工況載荷應(yīng)力和微氣候環(huán)境等效成典型試驗構(gòu)件，附加少量整機級試驗，評估其適應(yīng)性和壽命。此外，為防止偶發(fā)事件和系統(tǒng)復(fù)雜性難以判斷的破壞問題，普遍采用自動記錄設(shè)備，可以長期監(jiān)測關(guān)鍵部位環(huán)境數(shù)據(jù)，并與設(shè)計基線比較，預(yù)判出相應(yīng)的問題。
基于上述分析，目前在該方面的發(fā)展方向主要有：氣候作用下的_裝備動力學(xué)分析及疲勞壽命研究;氣候環(huán)境下復(fù)雜結(jié)構(gòu)力學(xué)特性分析技術(shù);飛行器-發(fā)射裝置-平臺系統(tǒng)微環(huán)境分析;健康管理與診斷技術(shù)等。
5 結(jié)語
飛行器動力學(xué)環(huán)境問題會隨著工程需求不斷出現(xiàn)新的變化，但解決方法不外乎分析與試驗兩種方法。通過工程實踐，分析預(yù)示、試驗與產(chǎn)品功能密切相關(guān)，型號結(jié)構(gòu)、功能、材料、器件的變化，會帶來分析與試驗方法的變化。
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