1、1西安航空职业学院毕业论文复杂结构全频段声振综合响应分析姓 名： 专 业： 航空电子 班 级： 完成日期： 指导教师: 2摘要：航天飞行器在飞行过程中受到严酷的声振综合力学环境，既有发动机的脉动推力，又有飞行过程中的气动力作用，可通过声振综合试验提高地面试验考核的真实性。而声振综合环境下的结构响应预示可为试验方案制定、条件制定以及结构设计等提供技术支撑。本文针对复杂卫星结构，开展了全频段声振综合响应预示技术应用研究，重点研究了随机振动施加方法、噪声载荷施加方法、结构建模方法等，在此基础上预示了卫星模型在声振综合环境下的结构响应，将仿真结果和声振综合试验结果对比发现，仿真结果和试验结果吻合，RM
2、S 值误差在 3dB 以内。关键词：随机振动，噪声，声振综合，FE-SEA 混合方法1. 引言航天飞行器在飞行过程中受到严酷的力学环境，如发射噪声环境，脉动推力引起的结构振动环境，跨音速段的声振响应等。振源来自两方面，一是发动机的推力脉动产生的振动通过箭体结构传递到各系统，这部分振动在地面通过振动台可以模拟，在中低频可对产品进行有效激励，但由于受振动台和夹具的限制，高频激励无法满足要求 1-2；二是在飞行过程中气动力作用在箭体的壳体上产生振动，也通过箭体结构传递到箭上各系统，这种分布动态载荷在地面只有通过噪声才能正确模拟，用振动台无法模拟。噪声与随机振动这两种试验方法既有本质区别又可以相互补充
3、。综合模拟箭体飞行过程中的振源，即振动和噪声综合，振动台模拟振动的低频部分，噪声模拟振动的高频部分，以此提高地面试验考核的真实性。而声振综合环境下的响应预示可为试验方案制定、条件制定、结构设计等提供技术支撑。航天器结构比较复杂，既有承力结构，又有柔性结构；既有板壳结构，又有仪器设备，结构形式多样性；并且在整个飞行过程中，噪声环境频带宽，覆盖低中高频全频段，这给航天器在全频段内的声振建模带来了挑战。另外，如何合理的模拟航天器飞行过程中受到的随机振动以及噪声综合环境，也是声振响应仿真分析的难点。建模及载荷施加方法的合理性直接影响响应分析的精度。2008 年，NASA Glenn Research
4、Center3对 ACTS 卫星天线噪声试验进行了预示，预示频率范围为 0-500Hz。与试验结果对比发现，大部分测点吻合较好，但是也存在一部分测点相差较大，同时指出，预示高频声振响应，结构的统计能量（SEA）模型仍然是必需的。2010 年，Boeing 公司与 NASA 联合完成了 Ares 1X 混合方法建模以及飞行试验的仿真分析，建立了火箭的全箭有限元-统计能量（FE-SEA）混合模型 4（如 图 1 所示） ，完成了起飞、跨音速以及侧翻控制系统点火三个飞行事件中的声振响应预示。在 20-2000Hz 频率范围内对遥测位置随机振动响应进行了预示，并与遥测结果进行了对比分析。发现，FE-S
5、EA 混合方法却可对局部进行更详细准确的建模，预示结果要远好于 SEA 模型预示结果，尤其在500Hz 之前频段（ 图 2） 。而 50Hz 以下，混合方法预示结果误差较大。因此进行全频段声振响应预示，不同频段需考虑采用不同的建模方法。3图 1 Ares 1X 运载火箭 FE-SEA 混合模型图 2 供应舱电子仪器附近测点预示结果与遥测值对比对于声振综合环境，国内晏廷飞等 5针对某航天器天线开展了声振组合环境试验与单项环境试验的对比研究，分析了天线的声振组合试验效应。杨江等 6研究了某航天器太阳电池板的声振组合环境试验技术，并使用有限元-统计能量（FE-SEA）混合方法和耦合有限元/边界元（F
6、E/BEM）方法建立了太阳电池板的仿真模型，进行了声振组合激励下的响应仿真预示。邹元杰等 7利用 FE-SEA 混合方法计算了整星在基础激励和噪声共同作用下的响应，来确定部组件的随机振动试验条件。刘时秀 8应用 FE-SEA 方法，对某导弹仪器舱在宽频混响声场中结构响应进行了分析计算。综上所述，目前针对复杂航天器结构进行全频段声振综合响应预示的工作开展较少。要对复杂结构进行全频段精细化响应预示，仍需开展以下几方面研究：1）复杂结构全频段建模方法；2）声振综合环境下振动和噪声的施加方法。2. 卫星声振模型及其建模方法2.1 卫星声振模型卫星模型主要由太阳帆板、天线罩、承力筒、井字梁、仪器、卫星支
7、架封板组成（如 图 3 所示） ，有板、壳结构，有实体结构，结构形式存在多样性。在 31.5-2000Hz 整个频段内，尤其对于太阳帆板和天线罩等柔性结构，中高频模态比较密集，若都采用有限元法对其进行声振响应预示，需要网格划分比较精细，计算量较大。而有限元-统计能量方法 9-14可以较好的解决中高频声振响应预示问题。因此在进行声振响应预示时，不同频段可采用不同的建模方法：低频采用有限元法，中高频采用限元-统计能量方法。根据频带内的模态数量，将整个分析频带（31.5-2000Hz）进行了划分：低频段（31.5-800Hz） ，中高频段（800-2000Hz） 。图 3 卫星模型42.2 卫星声振
8、建模方法在 31.5-800Hz 低频段内，采用有限元方法建模，利用 MSC.Nastran 进行模态分析，然后在 VA One 中导入计算的模态结果。内声腔采用有限元方法进行建模，并计算其声腔模态。利用模态叠加法计算结构低频声振动响应。卫星支架底部红色部分是利用 MSC.Nastran 的MPC 单元创建的刚性连接，将卫星支架底部所有结点的自由度与其中某个结点自由度进行刚性连接，对这个特定结点施加位移约束边界条件，在该约束点上施加一大质量，将加速度转化成力载荷的形式施加于大质量上以模拟振动台激励。噪声载荷通过扩散声场进行模拟，施加于结构表面。在中高频段，采用 FE-SEA 混合方法建模，分析
9、了结构的模态密度以及振动传递路径，将天线罩和太阳帆板建为统计能量模型，卫星支架、承力筒、仪器设备、井字梁等采用有限元方法建模，有限元结构和统计能量子系统之间通过混合的点、线、面连接，通过扩散场互易原理 9建立有限元子系统与统计能量子系统之间的传递关系。在各测点布置虚拟传感器以获取结构振动响应。建立的结构及内声腔模型如 图 4 所示。通过响应分析可以获得不同测点的振动响应。图 4 卫星声振综合环境下的有限元模型及混合模型3. 载荷施加方法3.1 随机振动载荷施加方法采用振动台随机振动试验可以模拟航天器飞行过程中受到的振动环境，试验件通过刚性夹具连接到振动台面上，在刚性夹具上布置加速度反馈传感器与
10、信号发生器形成闭环控制，以保证刚性夹具对试验件的输入满足试验要求。振动台对结构的输入激励通常是加速度或者速度形式，可以利用大质量法将其转化为力形式的输入载荷。基本原理如 图 5 所示：5图 5 大质量法模型在 图 5 中，假设 比 大许多， 为大质量运动的加速度， “大质量” 与感兴趣0Mmu 0M结构之间连接为刚性。为使系统获得加速度 ，需施加的载荷为* MERGEFORMAT (1)P)(0在 远小于 的情况下， ，用 代替 ，载荷输入误差为 /m0u0M)(0mm，这样可以实现加速度到力的转化。系统的运动方程为:)(0M* MERGEFORMAT (2)tiePtxKtxBt )()(
11、由* MERGEFORMAT (2)式可算出系统的响应，其中 为质量矩阵， 为阻尼矩阵，B为刚度矩阵。K对于随机激励 ，对其进行傅里叶变换，得到P* MERGEFORMAT (3)20(,)dTjtte在频域内用自功率谱密度函数（也称为自谱、功率谱或 PSD）来描述，自功率谱密度函数为：* MERGEFORMAT (4)2EPG()(,)T由* MERGEFORMAT (4)式可以得到随机激励的功率谱，同样也可获得随机响应的功率谱，其中 表示 内的数学期望值。E大质量的选取应为结构质量的 倍，通常选取为 倍，这时计算的误差小于8310610数量级，满足工程要求。6103.2 噪声载荷施加方法通
12、常混响室内声场都可以简化为扩散声场。在低频段，结构动响应分析一般采用有限元分析方法。在中高频时，VA One 软件采用扩散声场 DAF（diffused acoustic field）模拟混响声场激励。理想的扩散声场通常只会出现在混响室或者阻尼较小的空间，但是对声场激励准确信息，比如入射角度等不清楚的情况下，扩散声场是很适用的模型，代表了各种可能声场激励的平均效果，另外扩散声场激励考虑了声场的空间相关性。扩散声场的输入为频带内均方根压力谱，代表板壳系统表面声压。扩散声场的声压通常6是采用测试方法得到。例如，在混响室距试验件一定距离、离地一定高度的位置布置 4 只传声器。在试验过程中，采集 4
13、只传声器的声压。如果混响场比较均匀，4 只传声器的声压谱一致性较好。可将 4 只传声器的声压进行平均，作为仿真计算时扩散声场的输入声压谱，以此计算声场对结构的输入功率。以混响场中的板壳结构为例，记 分别为声场的体积质量密度、声aaaCVpE、 、 、 和速、容积、压力和能量。声场的能量 为：E* MERGEFORMAT (5)2aVp声场对板壳的输入功率 为：inP* MERGEFORMAT (6)inassaE其中 为声场和板壳的耦合损耗因子。as混 响 室扬 声 器A/D采 集系 统功 率 放 大 器 A/D控 制系 统 传 声 器传 声 器传 声 器 传 声 器试 验 件图 6 混响场传
14、声器布置4. 卫星模型声振综合试验为获取卫星模型在声振综合环境下的响应，验证全频段声振综合建模方法及载荷施加方法的合理性，开展了结构声振综合试验。试验系统、测点及采集仪器如 图 7 所示。图 7 卫星模型声振综合试验振动试验条件如 图 8 所示，总均方根值为 6.98g，外声场噪声谱形如 图 9 所示，总声压级 142dB，参考声压 。5210Pa7100 101 102 103 10410-610-510-410-310-210-1100101件件 (Hz)件件件件件 件g2/Hz件件件件件件件101 102 103 10410-1100101102103件件 (Hz)件件 件Pa件件件件件
15、件件图 8 振动试验条件 图 9 噪声载荷谱5. 卫星模型全频段声振响应预示根据 图 4 建立的模型，在 1/3oct 频带上分别对低频和中高频段各测点的声振响应进行了预示，并对不同频段的响应结果进行了统一，获得了全频段的声振响应结果，与试验结果进行了比较，如 图 10 所示。各测点预示结果和试验结果的 RMS 值及误差如 表 1 所示。101 102 10310-610-410-2100102件件 (Hz)件件件件件 件g2/Hz件测 点 1R响 应testsimulate101 102 10310-1010-810-610-410-2100102件件 (Hz)件件件件件 件g2/Hz件测
16、点 2R响 应testsimulate101 102 10310-610-410-2100件件 (Hz)件件件件件 件g2/Hz件测 点 3R响 应testsimulate101 102 10310-610-410-2100件件 (Hz)件件件件件 件g2/Hz件测 点 4R响 应testsimulate101 102 10310-610-410-2100件件 (Hz)件件件件件 件g2/Hz件测 点 5R响 应testsimulate101 102 10310-810-610-410-2100102件件 (Hz)件件件件件 件g2/Hz件测 点 6R响 应testsimulate图 10 声
17、振综合环境下结构响应预示结果与试验结果比较8表 1 声振综合响应预示结果与试验结果误差测点 计算 RMS值(g) 试验 RMS值(g) 误差（dB）1R 15.93 19.07 -1.62R 35.08 28.12 1.93R 7.21 8.77 -1.74R 7.13 6.35 1.05R 7.10 5.95 1.56R 19.17 20.08 -0.4从 图 10 和 表 1 可以看出，在 31.5-2000Hz 整个频段内，各测点仿真结果和试验结果吻合较好，尤其是测点 1、测点 3、测点 4 和测点 5 的仿真结果和试验结果吻合非常好，峰值捕捉的很好。6 个测点的仿真结果 RMS 值误差
18、在 3dB 以内。这也说明了低、中高频段划分的合理性，以及在各个频段上建模方法、随机振动载荷和噪声载荷施加方法的合理性。可为更复杂大系统的声振响应预示提供技术支撑。6. 结束语（1）根据卫星模型的结构特点，开展了结构不同频段结构的建模方法以及声振综合作用下随机振动载荷和噪声载荷的施加方法的研究，建立了卫星结构低、中高频声振响应预示分析模型；（2）开展了声振综合环境试验，将全频段的声振综合响应预示结果与试验结果进行了比较，各测点仿真结果和试验结果吻合较好，RMS 值误差在 3dB 以内，验证了建模及载荷施加方法的合理性。（3）本文的结构中未涉及加筋结构，而实际的航天飞行器中，如整流罩、舱段结构，
19、都有加筋结构，有的还存在斜筋的情况，可进一步考虑加筋薄壁结构的建模。另外，随着航天飞行器的发展，热防护结构成为研究热点，冷热匹配结构在声振响应预示中如何建模也是值得深入研究的问题。参考文献1 李春丽, 陈强洪, 蒲永飞. 随机振动试验和噪声试验的有效性分析J. 航天器环境工程, 2007, 24(3):187-189 2 张俊刚, 李新明, 岳志勇. 噪声试验与随机振动试验C. 中国宇航学会结构强度与环境工程专委会, 2010 年度学术研讨会论文集. 北京卫星环境工程研究所, 2010: 13-163 Jeffrey M.Larko,Vincent Cotoni. Vibroacoustic
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