CN107388907A - 一种导弹自转状态下的自由模态试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种导弹自转状态下的自由模态试验系统，包括悬挂装置，激励装置，数据采集分析装置，特征是还设置导弹旋转驱动装置及旋转传动装置，悬挂装置包括悬挂架，悬挂架由安装架、抱箍轴承及弹性绳构成；导弹旋转驱动装置包括变频电机及5Hz‑20Hz的变频器；旋转传动装置包括传动轴，传动轴一端万向连接变频电机转轴，另一端万向连接导弹试验样件尾端的夹紧件；数据采集分析装置包括加速度传感器、力传感器、电荷放大器、数据记录仪、无线信号发射器、无线基站和计算机终端，加速度传感器设置在导弹试验样件上，通过无线信号发射器无线连接无线基站，力传感器通过电荷放大器连接数据记录仪，无线基站与数据记录仪均连至计算机终端。

Description

一种导弹自转状态下的自由模态试验系统

技术领域

本发明涉及一种导弹模态试验系统，尤其涉及一种导弹自转状态下的自由模态试验系统。

背景技术

旋转导弹由于成本低、响应快速、利于小型化和适装性好等特点，在制导武器领域具有巨大的发展潜力和应用前景。为了提高快速性，减小飞行阻力，旋转导弹通常设计较大的细长比，因此结构刚度较低；同时随着机动性要求的提高，导弹飞行过载越来越大。在大攻角条件下，弹体会产生严重的弹性变形。以美国拉姆导弹为例，其细长比超过20，最大飞行过载45g以上，纵侧向弹性振动显著。

纵侧向弹性振动是高机动导弹总体设计和控制系统设计必须考虑的，尤其对于旋转导弹，弹体在旋转状态下的模态参数将发生变化，同时所受的气动载荷也随转速周期性变化，导致弹性运动与旋转运动产生严重的交叉耦合作用。一方面交叉耦合降低弹体的动态稳定性，可能导致导弹飞行中出现由于弹性变形引起的动态不稳定；另一方面，耦合动力学响应严重影响控制反馈传感器的测量输出，导致按照非旋转情况下设计的控制系统在实际飞行中控制不收敛，造成飞行失败。为了解决旋转导弹弹性振动给总体设计和制导控制系统设计带来的影响，准确获得导弹在旋转条件下的模态参数是十分重要的。

目前，一般的自由模态试验系统(参照GJB 2706A-2008《航天器模态试验方法》)主要包括悬挂装置，激励装置，数据采集分析装置，所述悬挂装置为悬挂被测导弹的安装架及柔性绳，激励装置为力锤，数据采集分析装置包括加速度传感器、力锤上的力传感器及数据记录分析装置；加速度传感器设置在导弹试验样件上，并沿导弹试验样件纵向均布设置，将被测导弹试验样件水平悬挂在安装架上，采用力锤对导弹试验样件进行敲击激励，加速度传感器及力传感器的信号输入数据记录分析装置，即可获得导弹的模态参数，包括模态频率、模态阻尼和模态振型。

但现有自由模态试验系统仅针对静止状态下导弹产品的模态参数识别而无法适用于旋转状态下的情况。因此如何研发出导弹在自转状态下的自由模态试验系统，获取自转状态下的导弹模态参数随转速的变化规律，成为业界关注问题。

发明内容

本发明的主要目的在于针对上述问题，在现有技术基础上进行改进，提供一种结构简单，组装维护成本低且易于操作的导弹自转状态下的自由模态试验系统，实现对导弹试验样件的模态参数随转速的变化规律的测试。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

一种导弹自转状态下的自由模态试验系统，包括悬挂装置，激励装置，数据采集分析装置，其特征在于还设置了导弹旋转驱动装置及连接在所述导弹旋转驱动装置与导弹试验样件尾端之间的旋转传动装置；所述悬挂装置包括至少两组悬挂架，所述悬挂架主要由安装架、支撑水平置位自由旋转状态的导弹试验样件的抱箍轴承及固定所述抱箍轴承的弹性绳构成；所述导弹旋转驱动装置包括变频电机及其连接的频率范围为5Hz-20Hz的变频器；所述旋转传动装置包括一传动轴，所述传动轴其一端万向连接变频电机转轴，另一端万向连接夹紧固定在所述导弹试验样件尾端的夹紧件；所述数据采集分析装置包括加速度传感器、激励装置上的力传感器、电荷放大器、数据记录仪、无线信号发射器、无线基站和进行数据分析与计算的计算机终端，所述加速度传感器设置在导弹试验样件上，加速度传感器通过在导弹试验样件上对应设置的所述无线信号发射器无线连接所述无线基站，激励装置上的力传感器通过所述电荷放大器连接数据记录仪，无线基站与数据记录仪均连至计算机终端。

所述激励装置为力锤。

所述抱箍轴承包括轴承及与其间隙配合的内环抱箍和外环抱箍，所述内环抱箍由两个箍在导弹试验样件外侧的内半圆箍环及将其夹紧并连为一体的内环紧固件构成；所述外环抱箍由两个箍在所述轴承外侧的外半圆箍环及将其夹紧连为一体的外环紧固件构成；在所述抱箍轴承两端面设置防窜挡板。

所述安装架是由两竖直侧架、连接在其间的水平顶架，及与所述水平顶架相对设置在地面上的支撑基板构成，所述抱箍轴承通过其外环抱箍的上下左右四侧分别固连的弹性绳拉紧系在所述水平顶架、支撑基板及两竖直侧架上，水平悬空置位。

所述两竖直侧架上沿其纵向设置多个腰形孔。

所述夹紧件为一套装在导弹试验样件尾端的筒状端套，其筒端面与传动轴万向连接，其筒环周面通过紧固件固定在导弹试验样件尾端上。

环绕所述传动轴设置门框式防护架。

本发明的有益效果是：

(1)本发明在现有技术基础上，通过增设导弹旋转驱动装置、旋转传动装置，设有抱箍轴承的悬挂装置，以及无线信号发射器和无线基站，实现了导弹自转状态下的自由模态参数随转速变化的规律；

(2)通过增设的导弹旋转驱动装置和旋转传动装置实现了导弹试验样件按要求的转速旋转；

(3)采用内环抱箍+轴承+外环抱箍的安装方式，可适应不同试验样件的直径，并实现旋转和悬挂的解耦；

(4)激励装置和数据采集分析装置，能适应高离心加速度下的振动加速度无线采集，数据结果具有较好的信噪比。本发明采用IEPE加速度传感器和无线信号发射器的形式，适应高离心加速度下的工作环境；

(5)本发明可通过调整传动轴的长度，适应不同试验样件对模态参数识别的要求；

(6)本发明提供的导弹自转状态下的自由模态试验系统结构简单、控制方便、易于安装维护；

(7)本发明整个系统的整体模态频率远离产品的预计模态频率，从而避免旋转驱动系统对导弹本身模态参数识别的影响。

附图说明

图1是本发明的总体结构示意图；

图2为本发明去除测试装置的立体结构示意图；

图3为带抱箍轴承的结构示意图；

图4为夹持件的安装结构示意图。

图中：

A悬挂装置,B激励装置,C数据采集分析装置,D旋转传动装置,E导弹旋转驱动装置；

1安装架,1a竖直侧架，1b水平顶架，1c支撑基板，2弹性绳,3抱箍轴承，30轴承，31外环抱箍,32内环抱箍,33-34防窜挡板，4导弹试验样件,5夹持件，6传动轴，7变频器，8变频电机，81电机支座，9万向节，10无线信号发射器，11加速度传感器,12防护架，13数据记录仪,14电荷放大器,15无线基站,16-18螺栓，19计算机终端，20力传感器，21腰形孔，22激励装置。

以下结合附图和实施例对本发明详细说明。

具体实施方式

图1-4示出一种导弹自转状态下的自由模态试验系统，包括悬挂装置A，激励装置B，数据采集分析装置C，其特征在于还设置了导弹旋转驱动装置E及连接在所述导弹旋转驱动装置E与导弹试验样件4尾端之间的旋转传动装置D。所述悬挂装置A包括至少两组悬挂架，本例，采用两组悬挂架。所述悬挂架主要由安装架1、支撑水平置位自由旋转状态的导弹试验样件4的抱箍轴承3及固定所述抱箍轴承3的弹性绳2构成；所述导弹旋转驱动装置E包括变频电机8及其连接的频率范围为5Hz-20Hz的变频器7。实际施工中，变频电机8支撑在高度可调的电机支座81上。变频电机8的功能是旋转驱动的动力源。所述旋转传动装置D包括一传动轴6，所述传动轴6其一端通过万向节9万向连接变频电机转轴，另一端通过另一万向节9万向连接夹紧固定在所述导弹试验样件4尾端的夹紧件5。

所述夹紧件5为一套装在导弹试验样件4尾端的筒状端套，其筒端面与传动轴6通过万向节9万向连接，其筒环周面通过紧固件螺栓18固定在导弹试验样件4的尾端上。

所述数据采集分析装置C包括加速度传感器11、激励装置上的力传感器20、电荷放大器14、数据记录仪13、无线信号发射器10，无线基站15和进行数据分析与计算的计算机终端19。所述加速度传感器11设置在导弹试验样件4上，加速度传感器11通过在导弹试验样件上对应设置的所述无线信号发射器10无线连接所述无线基站15，激励装置22上的力传感器20通过电荷放大器14连接数据记录仪13，无线基站15与数据记录仪13均连至计算机终端19。此时，激励装置22的力传感器20的信号及导弹试验样件上加速度传感器11的信号均连至计算机终端，进行模态分析计算，获得导弹试验样件的模态参数随转速的变化规律。

本例中，采用IEPE加速度传感器和无线信号发射器的数据采集形式，能适应高离心加速度下的工作环境。

本实施例中，所述激励装置22为力锤。

所述抱箍轴承3包括轴承30及与其间隙配合的内环抱箍32和外环抱箍31，所述内环抱箍32由两个箍在导弹试验样件4外侧的内半圆箍环及将其夹紧并连为一体的内环紧固件构成，所述外环抱箍31由两个箍在所述轴承30外侧的外半圆箍环及将其夹紧连为一体的外环紧固件构成，如图3所示，本例中，两个内半圆箍环通过螺栓17夹紧并连为一体；两个外半圆箍环通过螺栓16夹紧并连为一体。在所述抱箍轴承3的两端面设置防窜挡板，如图3所示，防窜挡板33位于外环抱箍31与轴承30之间，并固定在外环抱箍上，防窜挡板34位于内环抱箍32与轴承30之间，并固定在内环抱箍上，如此有效防止轴承30相对外环抱箍31、内环抱箍32的窜动。

本例中，所述安装架是由两竖直侧架1a、连接在其间的水平顶架1b，及与所述水平顶架相对设置在地面上的支撑基板1c构成，所述抱箍轴承3通过其外环抱箍31的上下左右四侧分别固连的弹性绳2拉紧系在水平顶架1b、支撑基板1c及两竖直侧架1a上的腰型孔21内，水平悬空置位。在所述两竖直侧架1a上沿其纵向设置多个腰形孔21，方便弹性绳2不同位置的安装。

本发明中，环绕所述传动轴设置了门框式防护架12。防护架12用于在试验系统调试过程中出现意外大幅涡动时的安全防护。

本发明的结构原理及操作：

综上所述，导弹旋转驱动装置E，用于为导弹试验样件提供以要求的频率实现旋转的动力；旋转传动装置D，用于连接变频电机与导弹尾部，进行旋转传动，并能避免自身附加质量和附加刚度对导弹模态参数识别的影响；悬挂装置A用于导弹试验样件的自由悬挂和旋转解耦；激励装置B用于模态试验中激励力的施加；数据采集分析装置C，用于导弹试验样件响应的数据采集及分析计算。采集后结果输入计算机终端19，最终获得导弹试验样件的模态参数随转速的变化规律。

旋转传动装置D包括传动轴4和夹持件5。传动轴4两端分别通过各自连接的万向节9与变频电机轴和夹持件5万向连接。传动轴用于将变频电机1输出的转动，传递给导弹试验样件4。夹持件5用于导弹试验样件尾部的夹持固定。

实际制作时，通过合适的设计及仿真分析，可通过调整传动轴的直径，长度，适应不同导弹试验样件对模态参数识别的要求，保证传动轴4的动特性不会影响试验样件模态的识别，以及不会导致整体机构的模态频率因处在5Hz-20Hz范围内而出现较大的涡动。系统通过传动轴选用细长钢质圆杆的设计，可避免旋转驱动系统对导弹本身模态参数识别的影响，并能方便地通过更换不同长度的传动轴，适应不同的低阶弯曲模态频率的试验样件。

本发明的设计原则是：

(1)整个导弹试验样件-传动轴-弹性绳系统的低阶弯曲模态频率尽可能小，保证至少小于导弹试验样件第1阶固有频率的1/5，以减小弹性系统模拟的自由边界对导弹试验样件模态的影响；

(2)整个导弹试验样件-传动轴-弹性绳系统的低阶弯曲模态频率尽可能小，保证较大程度地小于旋转驱动系统的频率5Hz-20Hz，以防止变频电机启动过程中出现较大幅度的涡动；

(3)考虑结构强度和实际安装，传动轴可选用钢质圆杆，且在试验中留有一定的安全余量；

(4)通过对传动轴的长度和直径设计，来保证整个导弹试验样件-传动轴-弹性绳系统的模态参数与导弹试验样件在非旋转状态下的模态参数(主要是频率和振型)近似。

本实施例中：

(1)导弹试验样件长度为2.7m,非旋转状态下的前3阶模态频率为82.7Hz，205.4Hz和425.5Hz。

(2)考虑结构强度和实际安装，选用直径为12mm，长度分别为200mm，300mm，400mm,500mm,600mm，700mm的传动轴，采用MSC.Patran等有限元分析软件进行仿真分析，得到导弹试验样件及整个导弹试验样件-传动轴-弹性绳系统的模态频率，见表1：

导弹试验样件与整体系统模态频率 表1

(3)选择出小于导弹试验样件第1阶固有频率的1/5的传动轴长度400mm，500mm，600mm，700mm；进而，再选择传动轴的长度，保证对应的仿真结果所呈现的模态参数与导弹试验样件在非旋转状态下的模态参数近似的600mm，700mm传动轴，并优先选用长度长的传动轴700mm；

(4)对于分析确定的传动轴长度L＝700mm，为避免仿真引起的误差，同时采用L-50mm，L和L+50mm的3种规格的传动轴，并在试验前的预试验过程中，选择最合适的传动轴，以获得更准确的结果。

悬挂装置A包括两组悬挂架，悬挂架包括弹性绳2，抱箍轴承3和安装架1。在实际应用中弹性绳选用橡皮绳即可。抱箍轴承3中的轴承30选用单列深沟球轴承，轴承30与导弹试验样件4通过内环抱箍32固定，轴承外部通过外环抱箍31固定，轴承30与内、外环抱箍32、31均为间隙配合，实现自由转动。两侧通过防窜挡板33、34固定，防止结构间的轴向窜动。防窜挡板33、34采用薄板结构，分别用于压紧轴承的轴承内沿和外沿。采用抱箍轴承3可适应不同导弹试验样件的直径，并实现旋转和悬挂的解耦。

由于悬挂装置A包括两组悬挂架，分别通过前后抱箍轴承3支撑导弹试验样件4，应用时，通过调整弹性绳2的相对高度来调整导弹试验样件的水平度。弹性绳2从4个方向上为抱箍轴承3提供弹性支承，同时作为自由模态的模拟边界。实际制作时，外环抱箍31四侧可安装吊环，用于固定弹性绳2。在两竖直侧架1a上沿其纵向设置多个腰形孔21，方便弹性绳2不同位置的安装。应用时，在相对方向上的两根弹性绳2应尽量保证相同的刚度。

激励装置22采用力锤，数据采集分析装置包括加速度传感器11、力传感器20、电荷放大器14、数据记录仪13、无线信号发射器10、无线基站15和进行数据分析与计算的计算机终端19。本例采用了IEPE加速度传感器。试验时，采用力锤用随机敲击的方式激励抱箍轴承3的外环抱箍处，力锤上设有力传感器20，并通过电荷放大器14与数据记录仪13连接。

此外，本例中，对应2.7米长的导弹试验样件4，采用10个加速度传感器11和4个三通道无线信号发射器10沿导弹试验样件纵向均布安装在导弹试验样件4上，加速度传感器11分为4组，分别与对应设至在本组区域的无线信号发射器10连接，每个无线信号发射器10通过无线基站15接收无线信号，实现加速度响应信号的采集。无线基站15与数据记录仪13均连至计算机终端19，此时，激励装置22的力传感器20的信号及导弹试验样件上加速度传感器11的信号均传输到计算机终端，进行模态分析计算，获得导弹试验样件的模态参数随转速的变化规律。

本发明提供的导弹自转状态下的自由模态试验系统的具体安装调试步骤如下：

(1)将抱箍轴承3安装到导弹试验样件4前后2个位置上，同时将夹持件5安装到导弹试验样件4的尾部；

(2)将变频电机8安装到高度可调的电机安装座81上，电机安装座81先调整在设计的默认高度；

(3)安装安装架1，并通过弹性绳2连接到抱箍轴承3上。调整弹性绳2的长度，保证导弹试验样件4保持水平状态，同时整体高度在变频电机的高度可调范围内；

(4)通过上述设定的传动轴6，连接变频电机8和夹持件5；

(5)在导弹试验样件4上沿其纵向安装加速度传感器和11和无线信号发射器10，接通数据记录仪13，无线基站15和计算机终端19，检测信号是否正常；

(6)开启变频器7的电源，设定试验要求的转速；

(8)开启变频电机1，检查导弹试验样件4的旋转，以及各信号是否正常；

(9)采用力锤对抱箍轴承3的外层抱箍31处进行随机敲击激励；

(10)采集加速度响应信号及内部器件的反馈信号，进行模态识别和信号确认。

综上所述，本发明提供的导弹自转状态下的自由模态试验系统，通过增设的导弹旋转驱动装置和旋转传动装置实现了导弹试验样件按要求的转速旋转；通过采用内环抱箍、轴承及外环抱箍的结构方式，适应不同导弹试验样件的直径，并实现旋转和悬挂的解耦；激励装置和数据采集分析装置，能适应高离心加速度下的振动加速度无线采集，数据结果具有较好的信噪比；尤其系统组装简单，维护成本低，易于操作，可通过调整传动轴的长度，适应不同试验样件对模态参数识别的要求；可避免旋转驱动装置对导弹本身模态参数识别的影响；试验系统结构简单，力学边界清晰；可针对不同试验样件进行较为准确的仿真预试。

本发明较之现有技术具有如下优点：

(1)本发明在现有技术基础上，通过增设导弹旋转驱动装置、旋转传动装置，设有抱箍轴承的悬挂装置，以及无线信号发射器和无线基站，实现了导弹自转状态下的自由模态参数随转速变化的规律；

(2)通过增设的导弹旋转驱动装置和旋转传动装置实现了导弹试验样件按要求的转速旋转；

(3)采用内环抱箍+轴承+外环抱箍的安装方式，适应不同试验样件的直径，并实现旋转和悬挂的解耦；

(4)激励装置和数据采集分析装置，能适应高离心加速度下的振动加速度无线采集，数据结果具有较好的信噪比。本发明采用IEPE加速度传感器和无线信号发射器的形式，适应高离心加速度下的工作环境；

(5)本发明可通过调整传动轴的长度，适应不同试验样件对模态参数识别的要求；

(6)本发明提供的导弹自转状态下的自由模态试验系统结构简单、控制方便、易于安装维护；

(7)本发明整个系统的整体模态频率远离产品的预计模态频率，从而避免旋转驱动系统对导弹本身模态参数识别的影响。

以上所述，仅是本发明的优选实施例而已，并非对本发明的结构和形状作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (10)

1.一种导弹自转状态下的自由模态试验系统，包括悬挂装置，激励装置，数据采集分析装置，其特征在于还设置了导弹旋转驱动装置及连接在所述导弹旋转驱动装置与导弹试验样件尾端之间的旋转传动装置；所述悬挂装置包括至少两组悬挂架，所述悬挂架主要由安装架、支撑水平置位自由旋转状态的导弹试验样件的抱箍轴承及固定所述抱箍轴承的弹性绳构成；所述导弹旋转驱动装置包括变频电机及其连接的频率范围为5Hz-20Hz的变频器；所述旋转传动装置包括一传动轴，所述传动轴其一端万向连接变频电机转轴，另一端万向连接夹紧固定在所述导弹试验样件尾端的夹紧件；所述数据采集分析装置包括加速度传感器、激励装置上的力传感器、电荷放大器、数据记录仪、无线信号发射器、无线基站和进行数据分析与计算的计算机终端，所述加速度传感器设置在导弹试验样件上，加速度传感器通过在导弹试验样件上对应设置的所述无线信号发射器无线连接所述无线基站，激励装置上的力传感器通过所述电荷放大器连接数据记录仪，无线基站与数据记录仪均连至计算机终端。

2.根据权利要求1所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于所述激励装置为力锤。

3.根据权利要求1或2所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于所述抱箍轴承包括轴承及与其间隙配合的内环抱箍和外环抱箍，所述内环抱箍由两个箍在导弹试验样件外侧的内半圆箍环及将其夹紧并连为一体的内环紧固件构成；所述外环抱箍由两个箍在所述轴承外侧的外半圆箍环及将其夹紧连为一体的外环紧固件构成；在所述抱箍轴承两端面设置防窜挡板。

4.根据权利要求1或2所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于所述安装架是由两竖直侧架、连接在其间的水平顶架，及与所述水平顶架相对设置在地面上的支撑基板构成，所述抱箍轴承通过其外环抱箍的上下左右四侧分别固连的弹性绳拉紧系在所述水平顶架、支撑基板及两竖直侧架上，水平悬空置位。

5.根据权利要求4所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于在所述两竖直侧架上沿其纵向设置多个腰形孔。

6.根据权利要求3所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于所述安装架是由两竖直侧架、连接在其间的水平顶架，及与所述水平顶架相对设置在地面上的支撑基板构成，所述抱箍轴承通过其外环抱箍的上下左右四侧分别固连的弹性绳拉紧系在水平顶架、支撑基板及两竖直侧架上，水平悬空置位。

7.根据权利要求1或2所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于所述夹紧件为一套装在导弹试验样件尾端的筒状端套，其筒端面与传动轴万向连接，其筒环周面通过紧固件固定在导弹试验样件尾端上。

8.根据权利要求6所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于所述夹紧件为一套装在导弹试验样件尾端的筒状端套，其筒端面与传动轴万向连接，其筒环周面通过紧固件固定在导弹试验样件尾端上。

9.根据权利要求1或2所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于环绕所述传动轴设置门框式防护架。

10.根据权利要求8所述的一种导弹自转状态下的自由模态试验系统,其特征在于环绕所述传动轴设置门框式防护架。