航天结构动力学特性的工程实践与思考

荣克林

(北京强度环境研究所，北京 100076)

0 引言

火箭导弹等航天飞行器，在发射飞行过程中受到发动机点火、释放、气动载荷、分离、关机等动力学载荷环境的作用，从而激起结构的弹性振动。对于动特性的了解与掌握，是航天飞行器结构动力学响应分析、控制系统设计、稳定性分析的基础。20 世纪60 年代，我国第一代火箭首发飞行就是由于忽略了结构弹性，从而引起控制系统失稳而失利。自此将全弹箭模态试验视为型号研制的标志性试验，动特性试验重要价值已经在过去发射的成败中得到证明。

本文结合国内航天飞行器装备研制经历，对结构动特性试验中产品状态、边界条件、激振方法、测点要求、阻尼获取等工程实践经验进行了系统的总结说明，以期为航天装备结构动特性试验的基线与剪裁提供参考。

1 整弹箭结构动力学特性的作用

1.1 整弹箭模态-为姿控稳定性分析和控制系统设计提供依据

弹箭等航天飞行器在飞行过程中受到风和湍流、推力瞬变、气动、机动、释放、分离、关机等载荷作用下会激起结构的弹性振动，一阶模态变形如图1 所示，结构变形导致控制传感器（姿态敏感单元）的测量值与理论刚体假设的方向（理论轴向）存在差异。同时，结构的某阶模态变形会存在蒙皮“褶皱”或弹体截面非平面运动，使姿态敏感单元安装处的结构产生局部变形，形成控制传感器附加角度，产生感受误差，这就是著名的局部斜率问题[1]，如图1、图2 所示。

图1 理想运载火箭弯曲模态振型Fig.1 Ideal launch vehicle bending mode vibration mode

图2 控制陀螺安装处局部变形示意图Fig.2 Schematic diagram of local deformation at the installation site of the control gyroscope

飞行器上控制传感器感受到的信号输入到控制系统，使得结构成为控制系统的一部分，如果控制系统考虑不充分，结构有可能表现为控制发散，导致飞行失败。结构的弹性运动产生虚假的信号，控制作动器动作又会产生错误激励，因而形成了耦合振动，进行这种耦合优化设计时，需要对结构的特性进行充分、精确的数学建模。此外，飞行器结构的阻尼特性也是稳定性的重要参数，一般只能从实物模态试验中获得，因而飞行器模态试验是重要的试验，试验的目的如下：

1)为控制系统构建飞行器刚-弹性体动力学模型提供参数。参数包括结构模态频率、振型、阻尼特性、模态质量、控制传感器安装处斜率、操控执行单元安装位置的局部斜率等，振型主要包括整体模态、分支模态、以及姿态传感器位置局部变形等。

2）基于模态试验开展速率陀螺选位。弹箭振动与控制的数学模型往往是梁模型表示，而实际上是三维结构，飞行器横截面并不完全符合梁的平面假设，弹体在变形时会产生弹箭壁的局部变形（如图2 所示）。尤其在刚度变化较大处或振型曲率较大处，这种现象更加突出。从而导致了安装在壁上速率陀螺位置的变形与中性轴并不重合，产生测量误差，这种现象称之为局部刚度问题或局部斜率问题。工程上需要基于模态试验进行速率陀螺的选位工作，选择局部斜率小的位置安装速率陀螺。在全弹箭模态试验中实际多位置斜率测量，评估并确定速率陀螺的安装位置。

3）为飞行器伺服弹性稳定性分析与验证提供基础数据。对于气动控制面控制的飞行器，随着控制带宽和传感器敏感频率越来越高，整飞行器的伺服弹性振动问题越来越多。这种问题涉及结构整体模态、气动操纵面模态、伺服安装位置刚度、控制传感器支架模态或局部变形、控制传递函数、传感器频响、伺服操控执行单元传递函数、干扰力作用位置等因素，需要进行开环传递函数测试试验，以得出各个系统的传递函数曲线，验证设计参数；也需要进行闭环稳定性试验，在模拟激励情况下验证飞行器整体稳定性裕度。伺服弹性试验的基础是结构的模态参数，需要全弹箭、舵面、控制传感器安装结构的模态频率、振型和阻尼等参数。由于气动操纵面和伺服系统存在间隙非线性、伺服作动非线性，在模态试验中还需要得出各种载荷状态下的模态参数。

1.2 部组件模态-为部件结构的不稳定振动分析提供依据

弹箭系统还存在其他与动力学特性相关的飞行不稳定性和动态载荷，如输送管路液体脉动通过发动机推力与弹箭结构模态耦合产生的POGO振动发散，气动力与结构耦合产生的翼面及操纵面颤振、壁板颤振、杆系颤振、涡轮叶片颤振，贮箱液体晃动力对飞行器产生的控制不稳定，输送管路液体脉动压力产生的发动机推力振荡，贮箱液体与箱壁结构刚度耦合产生的脉动压力载荷，声腔模态和燃烧相互作用产生的发动机燃烧振荡，管路液体模态和阀门振子耦合形成的压力振荡（啸叫），降落系统轮子旋转和摆振，高速运动产生的摩擦副震荡等等，这些不稳定性都与结构模态或介质模态有关，结构或介质模态与激励能量相互耦合、互相影响导致振动（或脉动）的持续发散，在某些情况下这种不稳定是灾难性的或不可接受的。工程上需要稳定性分析来判定系统的稳定性，并分析发散载荷是否在允许的载荷范围内，且循环次数可以接受[2]。模态试验是稳定性分析基本数据的获取手段。

1）为POGO 稳定性分析提供基础结构和输送管液体的模态数据[3]。POGO 振动是液体火箭飞行器特殊的一种耦合振动形式，是指箭结构、输送管内液体的模态频率通过发动机推力之间建立的一种耦合振动，一般在火箭飞行燃料消耗的某些时段（通常末秒时段），形成逐渐发散振动和极限环锁定的振动，有时这些振动载荷会形成结构破坏（如土星5），或引起宇航员的严重不适。POGO 振动与弹体纵向模态、局部机架、发动机泵、箱底等结构模态有关，也与输送管液体模态有关[4-6]。但如果飞行器比较复杂，像美国航天飞机背负式构型，横向模态也会激励出管路的液体模态。新研火箭都需要通过结构-液体-发动机系统的开环或闭环稳定性分析完成评估，以确定或修改设计。为解决火箭POGO 问题，纵向模态试验和管路液体模态试验是必须进行的试验。建议在全箭模态试验中即要完成结构纵向模态测试，以供分析模型修正使用，又要完成管路液体模态测试，以识别分析方程需要的管壁柔度。若燃料液体不能在全箭模态试验中使用，需要单独进行管路液体模态试验。

2）为气动/结构耦合分析提供结构模态基础数据。气动/结构耦合存在经典颤振、失速颤振、抖振、壁板颤振等多种形式，不同形式的振动耦合机理并不相同，但是总体上可分为强迫振动和自激振动两大类。经典颤振、失速颤振、抖振等分析验证需要翼舵结构的模态数据。飞行器都是蒙皮加筋结构，壁板结构颤振也是必需考虑的设计因素，需要开展壁板结构模态试验。此外，火箭头部杆系在气动作用下也会振动发散问题，此类杆系结构也需通过模态试验验证其气动不稳定性。

3）腔体模态特性测试是解决液（固）发动机燃烧振荡，气体管路压力振荡等问题的基础工作。不管液态或气态物质在腔体中都存在模态特性，具有频率、振型、阻尼特征，发动机燃烧室腔体内的扰动源如喷嘴、燃烧等都有可能与介质的压力脉动模态特性耦合，产生互相影响、互相增强的作用，从而形成发散振荡效应，导致发动机结构振动过大或热交换失稳烧穿破坏。同样，管路流动介质（如气体、液体）的压力脉动与阀芯固有频率也都有耦合作用，在一定条件下出现发散效应，导致管路结构或阀膜片破坏。往往腔体介质的模态参数是解决这类问题的基本需求，从经验来看，改变介质频率和增加腔体介质阻尼是一条有效技术途径。

1.3 为动力学载荷分析提供模型修正提供依据

弹箭等飞行器在寿命周期内遇到动态外载荷激励，包含运输，飞行气动，空泡溃灭，起飞冲击，分离释放冲击、发动机振动等外部激励，还有部组件、支架、管路、仪器机壳和线路板等部件受到的机械振动激励等，都会影响到结构的动强度或者寿命，由于航天结构的轻薄性，进行结构响应的载荷分析和寿命预计是航天飞行器必须的设计历程。而结构的模态试验是验证和修正动力学模型的重要手段，动力学模型一方面可以完成地面试验无法进行模拟状态（如各种飞行燃料消耗秒状态）的模态数据分析，提供相应参数给控制系统设计；另一方面，完成各种载荷作用下的结构动力学变形响应和结构内载荷预示，同时在一定条件下还可用于结构外载荷识别，为弹性振动载荷设计和结构评估提供支撑。

此外，建立动力学响应模型，分析结构的动态内载荷，评估强度裕度是航天飞行器整体和部件设计的重要工作。这种动力学响应模型基于载荷与强度概念，不但需要位移响应的准确性，还需要刚度和应变响应的准确性，涉及到频率、振型、阻尼、应变、模态弯矩、广义质量、广义刚度等问题，必须走计算分析与试验相结合的路径，依靠典型试验给出实际的目标结果，依靠模型修正给出灵敏度分析和修正的模型，以实现难以真实状态的分析。例如，如果以截面弯矩载荷分析为目的，在试验中不但提供常规的频率、阻尼、振型和斜率，还需要获取模态质量和模态弯矩的试验数据，用于修正有限元模型。

1.4 为部件频率管理设计提供依据

由于弹箭的轻量化结构设计，现在对一些主体结构、部段、支架、组件等提出了频率要求，从而进行频率管理，避免频率的耦合产生共振，保证力学环境下的结构设计健壮性。实际上，在产品研制过程中，动力学环境研制试验是一种“在装备研制时尽早开展并持续到设计成功[7]”的试验，其中部件的频率和振型是重要分析和判断的依据。在频率管理中，总体主结构、部件、组件、部件等各个层级结构的频率要求尽量避开，例如仪器支架、仪器壳体、线路板的“频率集”要进入管理范围；姿态敏感单元支架（板）和姿态敏感单元本体、阀芯与阀体安装、伺服机构与支撑结构、发动机与整弹箭、管路与外激励及安装结构、贮箱与支撑结构、分支结构与整弹箭等频率都有管理的需求。因此，搞清楚各个层次结构之间的频率关系，避开层次间结构的频率重合是动力学环境设计追求的目标。这类的模态试验可以多种多样，可以采用敲击和激振器激励方法，也可以采用振动环境试验方法，如系统级基础激励振动试验和行波管噪声试验方法，在振动输入路径相对接近真实的情况下，系统级振动试验得出的模态参数和放大倍数相对合理些，可以聚焦实际过程中可以激发的主要模态。试验得出的频率、阻尼与振型是动力学响应及强度分析的基础参数，得出的频率集是管理的依据，且这些模态参数在研制试验中不断迭代修改完善，直至产品的定型。

1.5 为飞行器的结构动力学设计提供基础参数

随着飞行器轻型化，刚度设计越来越凸显重要，从避免颤振的舵（翼）面刚度设计，发展到舵轴、伺服、伺服安装处的刚度设计。从弹箭整体模态参数要求，发展到连接结构刚度设计、分支结构刚度匹配等技术需求。从控制系统需求的飞行弹性位移控制，发展到动力学响应的载荷设计以及动强度寿命设计。这些新发展使得模态试验是动力学指标验证、刚度识别、灵敏度分析、频率管理、稳健性控制、结构修改等技术实现的重要手段。如为避免过大的振动惯性力，有意减弱某过度段刚度，改变模态振型；为提高舵的扭转频率，必须了解频率产生的原因；由于飞行器的轻薄性，经常出现舵机安装处结构刚度使得频率较低的问题，从而需要在设计之初提出安装刚度指标；为避免舵面、蒙皮颤振，需要结构的动力学分析计算和试验参数获取，从而调节结构频率、阻尼和耦合振型等。

2 航天弹箭结构动力学特性试验

2.1 全箭弹模态试验

全弹箭动特性关系到控制系统结构的动力学模型参数、全弹箭动响应和动载荷模型，在计算模型没有充分把握情况下，工程研制阶段必须开展全弹箭模态试验，以提供正确的参数修正模型。

2.1.1总体要求

1）全弹箭模态试验没有整体模态和局部模态的概念，总的原则是：能够引起姿态敏感单元响应的、引起操控执行单元参与的振动模态都必须获取。不但需要测量整体模态，其他模态如以舵面、分支结构、喷管、带减震器的大质量等为主的振动模态也必须测量。这些所谓的局部振动有时会使弹箭体产生平衡振动，从而使姿态敏感单元感知，多个事例表明忽略这种振动模态可能产生灾难性后果。

2）全弹箭模态试验必须建立有限元模型。姿态敏感单元能够感知的模态必须在有限元模型里体现出来，视需要可采用梁模型、梁+三维舱段模型、三维模型等，如果需要反映姿态敏感单元安装处结构是否存在“褶皱”局部运动（局部斜率），则姿态敏感单元安装舱段必须使用三维模型，这一点将姿态敏感单元安装于舱壁上、甚至装于锥舱壁上的飞行器要格外注意。

3）全弹箭模态试验结果和计算结果需要进行正交性检查。随着飞行器分支结构越来越复杂，试验和计算都有丢漏模态的现象，需要进行试验数据与计算数据的正交性检验，以判断是否丢漏模态。同时，质量归一化的模态振型（正交基）在重构广义坐标动力学模型时有着较大优势。

2.1.2产品状态

1）参试产品的结构刚度和质量分布需要真实。在全弹箭模态试验各个端面连接刚度、尤其是大质量分支结构的连接对模态数据影响最大，所以连接螺栓、力矩、拧紧次序须与真实状态一致。

2）由于弹箭燃料随飞行时间不断消耗，不同秒状态的质量不同，液体火箭需要进行多个秒状态（即不同液位高度）的模态试验，以修正有限元模型。火箭的贮箱是主要传力结构，试验时需要模拟气枕压力；固体的火箭需要发动机零秒（满药）和末秒（空药）的模态试验，零秒到末秒之间的频率变化只能依靠计算解决。

3）液体发动机或固体发动机喷管的质量、转动惯量、伺服机构以及连接刚度需要真实。只有在评估认为伺服机构导致的发动机喷管摆动频率高于全弹箭所需要的频率很多时，方可以使用拉杆代替伺服机构。

4）弹箭内分支结构、大质量贮箱的质量和连接刚度也需要与真实状态一致。使用减震器且质量较大部件，必须使用真实的减震器，质量参与评定视质量-连接系统的局部频率是否高于全弹箭所需的频率较多，必要时用有限元仿真进行评估。弹箭内一些较小的设备可以放松要求，只要质量模拟即可。

5）以翼、舵进行飞行控制的飞行器，其翼舵模态可以影响到整体飞行器振动，特别是滚转方向（图3）的模态有时会被忽视，从而引起伺服弹性振动发散导致飞行失败。所以地面试验时翼和舵结构的状态必须真实，包括伺服系统本身和安装状态。由于舵轴系的间隙非线性，有时需要考虑用模拟压心处的合外力方法消除轴系间隙影响，以达到飞行时的非线性状态（当进行全飞行器的伺服弹性试验时，这点尤其重要）。再次申明的是：不能认为舵和小尺寸翼的模态是局部频率，而与全弹箭无关。进行全弹箭模态试验时，必须规划有激励舵（翼）测量全弹箭振型的试验状态，以防遗落关键的模态，如果存在燃气舵，由于是扰动源，则更应该成为模态试验的激励位置，往往这种模态是全弹箭飞行伺服弹性发散的最主要因素。

图3 导致飞行失利的两次滚转发散模态振型-翼（舵）与箭体的滚动方向相反Fig.3 The two divergent modes of rolling causing flight failure -the wing (rudder) and the rolling direction of the arrow body are opposite

2.1.3测点要求

全弹箭模态试验属于最为接近实际情况的动力学特性试验，可以完成多种试验目的，依据不同目的需要不同测点布置，主要要求如下

1）弹箭轴向测点布置能够全面反映结构振动的振型，以试验所需要的最高阶模态振型描述为准。一般包括有：梁模型、梁+分支梁模型、梁+面模型、梁+三维锥舱模型等，特别指出的是如果姿态敏感单元安装在锥舱壁面上时，极容易受到锥舱壁面翘曲影响，产生局部变形位移，既局部斜率问题，这时的锥舱按三维壳模型看待，模态试验测量时也需要按三维几何形状布置测点。

2）梁式对称体弹箭结构每阶模态存在两个同振型模态，分别处于正交的两个平面象限内（多数不与物理象限重合），称之为某阶模态的主振方向。模态试验时，首先要确定这两个正交平面，但是注意由于各舱段连接刚度突变和质量不对称，可能存在着头、尾主振方向不同现象。

3）弹箭模态试验时沿轴向可以看成梁式结构，但是沿环向不能看成刚体平面变形的结构，由于蒙皮薄，有时会在主振方向产生“褶皱”，推荐在与主激励方向90 在位置切向进行测量。

4）模态试验时，弹箭内姿态敏感单元安装板或支架不但需要安装陀螺，还需要安装较多的加速度测点，以能够描述姿态敏感单元安装板或支架的变形为准。这是因为全弹箭振型运动时有可能使姿态敏感单元安装处结构局部产生“局部变形”，从而影响到姿态敏感单元运动基准，了解安装基础的变形是理解局部斜率和结构修改的主要依据。姿态敏感单元经常装有减震器，最好在减震后的姿态敏感单元本体上也安装加速度测点和陀螺，按刚体六自由度运动体看待，加速度测点识别的振型值也可用于计算局部斜率。

5）尤其是在速率陀螺安装壁面和支架上也需要密集布置测量点，以发现各阶模态振型下的蒙皮“褶皱”或支架随动位移。有时噪声激励下的弹性舱壁高频模态角运动是至关重要的陀螺输出误差来源。

6）弹箭内部分支结构，包括有效载荷、井字梁、大质量贮箱、大质量设备、喷管、大型伺服机构等都需要进行测点布置。这主要由于大质量或分支结构的局部模态在振动时，飞行器会出现与相邻整体模态接近形状的振型，譬如每个主振方向出现两个一阶（或二阶）振型，如果不测量分支结构运动，将难以分辨模态性质，正交检查也会出现问题。

7）如果全弹箭模态试验的目的是用于修正动力学载荷模型，需要测量模态弯矩，最好的方法是在重要的舱段布置，构成弯矩测量应变桥路，识别出每阶模态的模态弯矩。弯矩测量的舱段必须进行静力标定，即施加多方向静态弯矩载荷，得出应变桥路与主要振动方向弯矩载荷灵敏度矩阵[8-10]。如果将弹箭看作梁模型，往往用位移振型来修正有限元模型，但是由于弹箭环向刚度弱、且刚度不十分均匀，刚度弱处还需要角刚度表示（该处模态试验时需要测量角位移振型），与一般平面假设欧拉梁和考虑剪应变的铁摩辛柯梁还有一定的区别，建议采用模态弯矩作为修正目标，这样更加直接。另外，用于动力学内载荷响应计算的梁模型对模态质量和模态刚度要求比较严格，迫切需要试验数据的修正，因而三维模型向一维（或混合）模型缩聚技术和模型修正技术应该是发展的方向。曾经发生过三阶模态数据修正几百个模态，导致了动态载荷计算结果不准。

2.1.4试验激励方法要求

全弹箭模态试验的激励方法也是比较重要的，涉及到丢漏模态、阻尼识别等，具体要求如下

1）试验方法选择。全弹箭模态试验激励适合多输入多输出的随机激励频响函数方法，这种方法将多个激振器在弹箭体多位置、多方向激励，求得MIMO 频响函数，从而识别模态参数。这种方法好处是力激励均匀，避免为激起全弹箭响应而引起局部激励过大的缺陷。正弦调谐方法是利用多个激振器，通过调节各个激振力的幅值和相位，抵消（尽可能抵消）结构的模态阻尼，使结构呈现单频共振状态，从而获得结构的固有频率和振型。这时方法的特点是直观、精度较高、无数学识别误差，当出现临近模态或重根模态时，可以用调节激振器相位方法分离模态，尤其是形成共振振型后，可便利开展斜率测量、陀螺选位等工作。这种方法的模态阻尼也是通过频响函数参数识别方法获得。但这种方法的缺点是需要试验人员具有较丰富经验和技术水平。

2）激励点选择。激励点一般选择在各阶模态振型较大且易激发模态的位置，同时也要考虑在飞行或运行时的外激励作用位置，如头部、尾部、分支结构悬臂远端、翼舵尖点及气动扰动处、气动压心、发动机喷管等。特别指出的是全箭模态试验时一定将激励舵翼作为试验的重要工况，否则极易漏掉重要翼舵系统的滚转模态。由于摆动喷管往往是激励力的源头，也应该激励喷管作为一种试验工况。为了满足箭体内部分支结构的激励，宜发展固连在结构上附加质量不大的激励装置。所有激励模式归结一个目标：将姿态敏感单元安装处线（角）振动频响函数共振峰全部找出来，当然指控制频率范围内的模态。

3）激振力幅值选择。随着火箭的规模增大，其非线性越来越严重，往往随振动量级加大呈现频率下降、阻尼增大的现象。主要由于过小的激振力试验时，结构的振动没有使结构界面之间产生相对运动和摩擦，因而试验得出的阻尼过小。过小的阻尼结果给控制系统稳定性设计带来困难。在非线性情况下，全箭模态试验的激振力选择是一个重要问题。建议对获取飞行控制参数的试验，以姿态敏感单元输出最小信号能使控制系统发出动作指令的振动为模态试验激励量级。同时也要进行大激励力的模态试验，以确定飞行大振动下的模态参数；对结构动力学载荷响应模型修正的试验，以实际飞行振动量级为准。当然振动量级到一定程度，其频率和阻尼值会趋于稳定。

2.2 舵系统模态试验

弹箭舵系统涉及了颤振、抖振、伺服弹性、控制响应参数等关键飞行问题，甚至其动力学特性试验直接影响飞行的成败。对舵系统动力学特性有影响的是结构、轴系、摩擦、间隙、伺服操控执行单元、摆杆、丝杠、安装支架、操控执行单元安装处舱段整体或局部刚度等等。舵系统模态试验类型和大致要求如下

1）舵面结构自由-自由模态和舵轴固支模态试验。舵面结构设计按刚度设计，重要的是质量和刚度的合理分配，以达到在最轻质量约束下尽量提高舵面刚度的技术要求。除了分布力静刚（强）度试验外，模态试验也是检验刚度设计的有效试验，舵面自由-自由试验是验证舵面刚度分配是否符合设计。舵轴固支试验是验证舵轴刚度、舵轴与舵面连接刚度的合理性。试验方法可采用敲击法和随机激励方法，获得弯、扭等几阶重要的低阶振型。使用随机激励方法时需要多换激励点进行试验，因为有些异型舵面会存在如舵尖、角边的局部模态，变换激励位置以避免丢漏模态的风险。通过模态试验测得的振型，可以发现舵面刚度薄弱问题，经验表明这些局部模态表现出的弱刚度则是导致静气弹发散飞行失利的主要原因。试验推荐敲击法和随机振动方法，不建议振动台基础激励方法，这种方法难以激发反对称振型。

2）控制舱为固支边界的系统级舵系统模态试验。舵系统的模态试验以舵控制舱为边界，包含了舵面、舵轴、轴承间隙、伺服机构（液压舵机或电动舵机）、舵系统安装结构等多方面的刚度，是比较全面、真实的试验状态，需要系统产品和装配状态为比较真实状态，获得的模态参数可提供给颤振、抖振分析使用。该试验的边界为：控制舱边界固支或模拟上下舱段环向刚度，舵面气动压心处施加弱刚度拉力（抵消轴承的间隙非线性）。由于非线性存在，建议使用激振器激励模态试验，可采用激振器的正弦扫描或随机振动模态试验方法，不推荐敲击试验方法。

3）整舱或整弹箭边界条件下舵系统传递特性试验是最重要的试验，即将正弦扫描信号通入伺服操控执行单元中，测量舵转动响应量，给出在频率-幅值的传递关系曲线，供控制系统使用。由于有强烈的非线性，一般进行多个量级的扫频试验，这种试验能够体现伺服机构及弹性边界对伺服系统共振频率和相位滞后的影响。这种试验中最好在伺服安装传力结构上安装加速度计测量振型，以分析操控执行单元支撑、轴承支座、支耳（特别关注支耳扭转）等刚度和灵敏度，供动力学结构修改使用。

2.3 管路液体及空腔模态试验

在弹箭部件设计中，一些液体管路、燃烧室腔体需要考虑常温、低温、高温下的腔体压力波动的模态参数，一般采用计算方法确定，当计算输入参数不确定或需要修正时，需要进行模态特性的试验测试。

1）液体火箭燃料输送管路的液体模态试验。在解决液体火箭POGO 试验时，燃料在输送管内的压力波动模态需要试验来确定，该波动模态与管壁刚度、液体含气量、温度、液高和气枕压力、过载等参数有关，试验需要考虑这些变化量的情况下得出频率影响曲线，以提供飞行POGO 稳定计算分析使用。至于发动机诱导轮产生的气泡柔度需要在试车中测试，识别的方法也是通过管内液体压力波动的模态参数给出。试验方法推荐采用活塞直接激励液体的试验方法，液体压力波动振型同时需要考虑。

2）燃烧室声腔模态试验。发动机燃烧室声腔模态直接关系到燃烧震荡问题，设计时应考虑声腔模态对燃烧的影响问题。一般有纵向、径向、切向三种声腔模态，与压力、温度、气体、燃烧室尺寸形状有关，声模态品质因子（阻尼）还与壁面光滑度有关，但是燃烧室腔声学品质因子测量目前还研究不多，该参数与燃烧振荡发散有较大关系。一般情况进行常温下声模态试验，以验证计算模型。

3）气体管路的气体模态试验。管路的气体压力波动与阀芯开合运动是耦合系统，参数设计不当有可能产生耦合振荡，即所谓的“啸叫”，从而产生管路-阀系统失稳，严重的振动会导致阀芯膜片和管路等结构破坏，导致飞行失败。有时复杂的管路-阀的稳定性计算需要试验给出气体频率和阀芯系统频率参数，试验一般采用声压激励和压力波测量方法进行。

2.4 其他分系统模态试验

在弹箭设计阶段，分系统需要进行模态试验，其数据用于全弹箭耦合分析、动响应分析、动强度分析、精度分析等。具体如下

1）有效载荷和整流罩联合固支状态模态试验。该项目属于传统试验，为全弹箭动力学耦合分析提供数据。一般其固支边界状态要求较高，试验时应着重注意。由于罩体刚度较小，推荐采用激振器随机激励方法。测点安排需按两个半罩考虑，需要在结构对接桁和端头帽顶点进行激励和测量，以确定对接桁和端头局部模态，以评估整流罩端头最大动压位置的刚度和强度。

2）整流罩半罩模态试验。整流罩模态试验主要为整流罩分离的动响应计算分析提供有限元模型数据。动响应计算是计算分离时整流罩在解锁、反推、约束释放时的运动响应，评估是否存在碰撞卫星的可能。试验时整流罩自由-自由状态，推荐采用多点激振器随机激励（MIMIO）方法，主要原因是大型柔性体模态试验需要使激振力均匀，防止单点激励局部激振力过大产生的频响函数畸变，同时离激振力远的位置响应过小。

3）发动机固支状态模态试验。发动机整体摆动的动力学特性是全弹箭动力学模型很重要一部分，一般在型号初期予以指标确定。需要进行发动机常平座固支状态的模态试验，至少提供两方向的摆动频率和阻尼。由于发动机伺服操控执行单元呈摩擦非线性，过小激励难以克服间隙摩擦，建议采用高量级激励进行试验，如固支状态的拉力释放试验或高量级振动台水平基础激励模态试验，一般的激振器激励和敲击试验数据不准。

4）姿态敏感单元安装支架模态试验。在飞行中姿态敏感单元经历的振动会直接影响到姿态敏感单元的导航精度，需要进行模态试验，了解姿态敏感单元小系统的模态和结构灵敏度，以指导姿态敏感单元安装结构设计修改。姿态敏感单元小系统的模态试验最好以真实的安装舱段为边界，试验方法可以采用常规的敲击法或随机激励法，也可以采用整舱振动台振动方法或整舱噪声方法。采用后两种方法需要在舱的上下端面大致模拟连接段的环向刚度，以避免舱的开口呼吸模态不真实带来虚假模态。一般来讲，弹箭在跨音速时的噪声引起的振动是姿态敏感单元精度影响的最大因素，选择在行波管噪声激励环境下识别姿态敏感单元支架模态，这方面的工作已经取得较好的工程效果。

5）速率陀螺安装部位局部模态试验。大型弹箭一般设计有速率陀螺进行导航控制，近些年来多采用光纤陀螺或激光陀螺，由于陀螺的敏感频率范围越来越高，其安装处的结构振动特性开始影响到了陀螺的输出，因此速率陀螺安装舱段蒙皮结构的模态逐步引起了重视，如有必要，需要进行舱段环向呼吸模态的确定，以评定速率陀螺的安装位置和结构的修改。建议在舱段噪声环境试验时进行模态参数识别，按模态试验方法布置传感器，从结构响应互谱或相关函数中识别支架频率和振型。也可选择敲击、随机、光测等诸多方法进行细致的模态振型测量，以用于评估和安装结构修改。

2.5 阻尼测量

弹箭往往存在连接点较少的分离面，运动的舵系统存在着间隙，伺服操控执行单元也存在摩擦间隙，这些因素都会导致存在较为强的间隙非线性，影响到阻尼参数的获取。因此结构模态试验的阻尼参数获取要求如下：

1）对于全弹箭飞行稳定性分析需要的阻尼数据，不宜过小的激振力，太小的激振力使识别的阻尼过小，偏离了真实状态使稳定性设计过于保守，应该采用使控制系统能够产生输出指令动作的振动量级；对于响应计算分析和动态载荷计算的模态阻尼参数获取，试验尽量使用实际飞行的或较大的激励载荷，一般进行阻尼测试时使用频响函数或传递函数参数识别方法，试验时需要逐步增大激励载荷，直到阻尼系数稳定为止。这种情况下频响函数可能不光滑或品质不好，通过曲线拟合也可以得出合适的模态阻尼系数。若出现强烈的非线性现象，一般以飞行时某关键点振动响应的量级预示结果为激励的限制。

2）如果以释放响应-波形衰减方法获取阻尼参数，注意时域信号的滤波，以避免多阶模态叠加响应导致的单一模态阻尼不准问题，最好多次释放试验获取平均的频响函数，从频响函数共振峰识别阻尼。

3）舵系统的阻尼获取建议采用激振器正弦扫描获取频响函数的方法进行频响函数测试，从而识别模态阻尼，逐步增大量级直到频响函数稳定为止，一般情况下，需要正扫和反扫，以验证非线性性质。而舵面弹性模态的阻尼系数一般供颤、抖振分析使用，常规激励方法得出频响函数，参数识别得出即可。舵系统的转动模态阻尼（舵面呈刚体运动）一般供伺服弹型分析使用，以伺服机构通入扫描信号，在舵面转动传递函数中识别转动阻尼参数。

4）进行POGO 稳定性分析的结构阻尼系数需要大激励状态下获取，其液体输送管路液体的模态阻尼系数也需要大激励正弦扫描下获取，一般全箭状态下采用发动机喷管喉部大推力振动台激励方式进行试验，振动量级一般以预估的脉动压力量级为准。

3 结论与展望

动特性试验是航天结构动力学分析的基础，获取良好的动力学特性数据，需要有相当高的分析技能和丰富的工程经验，目前仍然是“科学与艺术的结合”技术。本文对全弹箭模态试验和不同部组件模态试验的作用进行了总结论述。针对不同试验目的，对全弹箭和舵系统、管路、声腔等模态试验特点和要求进行了介绍，对激励方式、激励量级、测点布置等给出了要求与建议。本文可为模态试验、动力学建模、稳定性分析等提供指导，具有重要的工程应用价值。

结合航天结构动力学工程实践经验以及技术发展趋，而且由于越来越多的动力学强度分析的需要，应该发展应变模态测试和分析技术，使模型修正更加直接；随着多分支结构多模态的阻尼比差别大、直接积分动力学响应计算要求提高，传统的瑞利阻尼分解成为问题，需要研究直接积分计算模型中的阻尼表征技术；同时，还需要发展三维有限元模型向一维模型缩聚技术、计算频响函数和实测频响函数相关分析的模型修正技术、考虑飞行器三维弹性结构和控制系统及作动机构的伺服弹性稳定性计算分析和试验技术、地面运输和飞行动力学载荷识别和计算分析技术等；在试验技术领域，希望发展气体和液体腔内模态试验测试技术、实际运行条件下激励载荷和响应载荷测试和识别技术、管路振动三维非接触测量技术、线路板场振动特性试验技术、高频功率流和损耗因子表征和测试技术等等。随着飞行器的发展及动力学设计要求的提高，其动力学特性分析和试验技术的发展空间也会越来越广阔。