引用本文
于开平, 白云鹤, 赵锐, 周昊天. 高温环境下结构模态试验技术. 力学实践, 2018,40(1): 1-12
YU Kaiping, BAI Yunhe, ZHAO Rui, ZHOU Haotian. ADVANCE OF EXPERIMENTAL TECHNOLOGIES FOR STRUCTURAL MODAL TEST IN HIGH TEMPERATURE ENVIRONMENTS. MECHANICS IN ENGINEERING, 2018,40(1): 1-12.  
Doi: 10.6052/1000-0879-17-288 Permissions
Copyright©2018, 力学所
高温环境下结构模态试验技术
于开平, 白云鹤, 赵锐, 周昊天
哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨 150001
资助项目: 国家自然科学基金资助项目(11372084).
摘要

由于高超声速飞行器长时间在大气层内工作会面临恶劣的气动热环境,飞行器结构地面模态试验必须考虑高温影响,但高温环境下结构模态试验远比常规试验复杂,目前仍存在很多技术难点亟待解决.本文首先对高温环境下的结构模态试验技术国内外发展现状进行了综述,详细分析了现有的高温环境下结构模态试验中的激励力与振动响应测量技术的特点及适用性,最后展望了高温环境下结构热模态试验技术的发展方向和研究重点.

关键词: 高超声速; 高温环境; 热模态试验; 试验技术
中图分类号:TH212,TH213.3 文献标志码:A
ADVANCE OF EXPERIMENTAL TECHNOLOGIES FOR STRUCTURAL MODAL TEST IN HIGH TEMPERATURE ENVIRONMENTS
YU Kaiping, BAI Yunhe, ZHAO Rui, ZHOU Haotian
School of Astronautics, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China
Abstract

Since the hypersonic vehicle is acted by a serious aerodynamic thermal load caused by the flight through the atmosphere, it is necessary to consider the effect of the high temperature in the ground test of the vehicle structures. But the structural modal experiment in a high temperature environment is far more complex than the normal modal experiment with many technical difficulties to be solved. In this paper, the advance of the thermal modal test technology is reviewed. The characteristics and the applicability of the excitation and measurement techniques to be used in the high temperature environment are discussed in detail. The development direction and the research focus of the structural modal test technology in the high temperature environment are suggested.

Key words: hypersonic flight; high temperature environment; thermal modal test; test technique

高超声速飞行器具有高机动性能、高突防能力、远距离精准打击等突出特点, 被很多国家视为未来国防和航空航天领域的重点发展方向[1]. 飞行器以高超声速在稠密大气层内飞行的过程中, 所承受的载荷环境极其恶劣[1, 2, 3].前端的空气被严重压缩, 并与迎风面摩擦, 导致飞行器表面温度急剧升高, 随着飞行马赫数提高, 气动加热现象越发严重[4].严酷的高温环境会造成材料模量下降, 同时引起结构内部的热变形和热应力, 不仅会削弱飞行器结构承载能力, 还导致其动力学特性发生改变, 进而诱发颤振等严重的后果[5].

地面试验作为飞行器设计与考核阶段的关键环节, 合理的模拟飞行器实际载荷环境是非常必要的. 20世纪50年代, 以X-15高超声速技术试验飞行器的诞生为起点, NASA下属以Langley研究中心为代表的一些研究机构开展了早期的结构热环境试验. 21世纪初, NASA针对X37飞行器的襟副翼和方向升降舵进行了详细的仿真和试验研究[6]. 这一系列工作为新型高温试验设备和技术提供了一个很好的测试平台[7, 8]. NASA Dryden飞行研究中心提出的热结构试验典型流程[9], 已经被行业普遍采纳. 其中, 典型结构在高温环境下的模态试验技术, 很早就得到了NASA的重视. 然而由于高温带来诸多试验上的复杂性, 如高温环境激励施加困难, 力传感器和加速度响应传感器无法适应高温环境, 或者测量结果可靠性不高, 对有一定尺度的结构进行加热和热控相关技术仍然受到极端高温、大温升速率以及加载的方便性的限制, 因此, 高温环境下的结构模态试验的成熟度至今仍没有达到常温试验水平, 多项关键技术都有待于进一步提高和突破.

本文对热环境中振动试验相关技术的发展近况进行了分析和总结, 并提出了该领域未来一些值得关注的方向.

1 高温环境下结构模态试验激励技术

与传统模态分析方法一样, 高温环境下的结构模态试验也是以获得结构的频率响应或脉冲响应等传递特征为目标, 即在试验中需要同时对激励和响应信息进行采集.

力传感器是模态试验中最常用的激励测量设备, 但其标称的工作温度上限多在80\(^\circ\)C\(\sim \)200\(^\circ\)C之间.试验如果在温度更高的环境中进行, 那么激励测量就会存在困难. 在NASA对X37-B方向升降舵进行的热模态试验[8]中, 如图1所示, 力传感器(PCB218C电荷型, 最高工作温度204\(^\circ\)C)通过一个陶瓷隔热座安装在结构背风面, 在试验中处于辐射热源的阴影区, 同时隔离了来自试件的热传导, 以避免过热.这种激励方式受高温影响较小, 仅要求试验中激励位置周围温度全程不超出传感器工作温度范围.如果被测结构具备一定的隔热性能, 部分区域在试验中不被直接加热, 且该区域内有合适的激励位置, 即可考虑采用该方式进行激励.

图1 NASA Dryden飞行研究中心在X37方向升降舵热模态试验激振装置中的力传感器和陶瓷隔热座[8, 9]

当被测结构完全处于热环境中时, 高温会对激励的实现和信号的测量带来很大的障碍. 北京航空航天大学吴大方等在1 200\(^\circ\)C环境下的结构模态试验中, 采用了耐高温合金激振杆, 同时配备水冷装置以减少高温导致的刚度退化和热量沿杆的传递, 并将力传感器安装在激振杆与激振器之间(以下称之为杆后端, 反之则称为前端)以远离高温区域[10, 11].尽管普遍认为力传感器应安装在激振杆前端, 但文献[12]对力传感器的安装位置进行了分析和讨论, 认为力传感器安装在杆后端可以进一步降低激励装置对结构造成的附加影响, 将激振杆和被测结构视为一个系统进行参数识别, 以减小结果误差.在高温环境中, 激振杆的振动特性会受温度影响, 这种方式会增加结果分析的难度, 在实际试验中需要慎重选用.

振动台等力学环境试验设备的激励能量范围宽, 可控性好, 不会对试件造成附加影响, 而且热防护难度低, 比较适用于飞行器翼舵或舱段等大型试件在高温环境下的模态试验. 北京机电研究所麻连净等[13]通过对导弹舵面热模态试验激振方法的研究讨论了采用振动台等环境试验设备进行激励的可行性. 北京强度环境研究所苏华昌等[14]通过振动台激励的模态试验测试了某空气舵在高温环境下的一阶弯曲和扭转模态.

高超声速飞行器结构热防护系统 必须经过严格的地面热结构联合试验考核. 其部件级试验通常以四边固支的板式结构为测试对象, 具有目标温度高、试件刚度大、加载空间小的特点. 在图2所示的一组四边固支陶瓷基热防护系统复合板热模态试验中, 采用了振动台施加随机载荷进行激励, 载荷谱为0.05 g2/Hz, 试验最高温度为950\(^\circ\)C (温控曲线见图3). 振动台台面及装夹试件的夹具都采用石棉布进行了严密包覆, 避免台面和夹具被热源直接辐射, 防止过热引起设备损伤及试件边界的约束刚度下降.

振动台的激励载荷不满足经典模态试验中“ 力-响应” 点对点传递函数的测试需求, 无法获得结构频响信息, 因而需要通过仅利用响应数据[15, 16, 17] 或基于结构加速度传递率[18, 19, 20]的方法提取结构的模态特征.从本试验中响应信号基于STFT所得的PSD时频图(图4)中可以看出, 在整个加热过程中, 该热防护系统复合板的共振频率仅发生了 很小幅的波动, 得到了该结构隔热性能优良、力学性能热稳定性极佳的结论.

图2 振动台激励的热防护系统复合板热模态试验

图3 振动台激励的热防护系统复合板热模态试验温度曲线

图4 热环境下振动台激励热防护系统复合板的PSD时频谱

在振动台激励的模态试验中, 需要注意的有以下几点：第一, 必须将激励能量控制在合理的范围之内, 避免引发结构的非线性特征; 第二, 要使夹具的共振及反共振特征尽可能避开关注频带, 至少应避开被测结构的固有频率位置; 第三, 需要充分考虑夹具实际所处的高温环境, 确保其在足够长的时间内仍能够平稳有效地传递激励能量[21]. 整体来讲, 热环境下的振动台试验实现难度不大, 相关应用资料也比较丰富[16, 17, 22], 在此不再赘述.

2 高温环境下的振动响应测量技术

根据测量设备是否与被测结构直接接触, 响应测试技术可分为接触式和非接触式两大类. 接触式测量包括常用的加速度计和电阻应变计等, 非接触式测量则包括激光多普勒测振仪、数字图像相关等新兴技术.

2.1 接触式测量技术

在振动试验中, 加速度计的使用频率非常高, 特别是ICP型加速度计, 以体积小、质量轻、测试精度和灵敏度高等优点占据主流, 但受其内置电路的耐温能力限制, 大多只能在常温环境中使用. 另一大类常用的加速度计是电荷型传感器, 其敏感元件耐温性能更容易提高, 因此绝大多数高温加速度计都属于电荷型. 目前, PCB EX600B1X系列传感器是许用温度最高的ICP型加速度计, 可在不高于482\(^\circ\)C的环境中工作; Meggitt 公司的Endevco Models 6243系列电荷型加速度计具有更强的耐热能力, 能够在650\(^\circ\)C下持续工作, 760\(^\circ\)C下间歇曝光. 高温加速度计普遍质量较大, 需要通过螺栓安装在被测结构表面[23], 而且采用了如图5所示的金属包覆连接线, 因此会引入较大的附加质量和刚度.

图5 耐高温加速度计

在测试高温表面振动响应时, 高温加速度计及其连接线往往需要承受高温以及温度的快速变化, 甚至直接暴露在热源的辐射下, 即使在不超出许用温度的情况下, 信号也可能出现高噪声或者跳变等问题, 严重时还可能会造成信号丢失[8]. 文献[10]中利用陶瓷引伸杆将加速度计延伸到加热区外以避免其直接受热的方式也提供了一种解决方案. 这种方式会引入明显的附加质量及转动惯量, 而且需要通过螺栓连接在被测结构上, 应用中存在较多的局限和不便.

应变测量是另一类常用的测试方式, 与运动量相比, 应变信息对结构局部特征更加敏感, 因而应变场模态理论[24, 25]和基于应变的试验模态分析[26]在振动疲劳和损伤识别等领域占据了重要地位[27].

电阻应变计应用广泛, 对试件的附加影响很小. 20世纪80年代起, 耐高温型金属箔片式应变计在选材和工艺等方面取得了很多进展[28, 29, 30, 31]. 由于金属材料的性能大都对温度非常敏感, 所以应变计在热环境中输出信号的稳定性往往需要专门的补偿或修正技术, 来消除热膨胀与热应力等因素的影响. 中国空气动力研究与发展中心的吴东等[32]对电弧风洞高超声速飞行器前缘热结构试验中的应变计在多个温度点进行了温度平衡条件下的热输出标定.

应变计在高温表面的附着是其应用中的关键技术. 常用的附着方式包括焊接和粘接. 焊接可以提供更高的可靠性, 但附着表面必须是金属等可焊接材料, 日本共和电业 的KHCX可焊接高温应变片即为焊接型应变片, 可用于950\(^\circ\)C环境下的应变测量. 粘接对附着表面要求相对较低, 我国中航电测TG系列高温应变计即为粘接型应变计, 采用铁铬铝合金箔敏感栅, 可以工作在800\(^\circ\)C环境中. 但耐高温黏合剂普遍成本昂贵, 固化过程复杂, 周期很长, 而且存在黏合剂腐蚀应变计或结构表面、黏合剂消耗引起的收缩破裂导致粘结失效等风险.

针对高超声速飞行器热结构测试需求, NASA将1 000\(^\circ\)C以上超高温环境下的应变测量作为当前试验技术发展的重要目标之一[33, 34], 在对现有的应变测量技术归纳和总结后(如图6和 图7所示), 将光纤传感系统(fiber optic sensor system, FOSS)及其在超高温环境下耐久性的提高作为研究重点.FOSS的设计定位即以高温高超声速结构的应变测试为目标, 核心技术为光纤Bragg光栅(fiber bragg gratings, FBG)传感器.与电阻式应变计相比, FBG传感器不仅热稳定性更好, 耐温上限更高, 还可以同时测量应变和温度[35, 36, 37], 而且均具备很高的精度 (2\(\times\)10-6每0.1\(^\circ\)C), 其测量原理如图8所示.由于光纤直径小, 而且光栅分布可以非常密集, 从图9可以看出, 与传统的箔式电阻应变计和热电偶相比, FOSS不仅轻便小巧, 还具有极高的测点密度, 可以在试验中对被测区域的应变和温度进行近似全场测量. 如图10所示, 与嵌入式热传感器和声发射传感器相结合用于热防护结构健康监测, 是FOSS在高超声速飞行器结构中的一项重要应用前景, 并认为实现紧凑化之后的FOSS可能在航天器的设计及其整个生命周期内的性能方面带来革命性的变化.

图6 NASA对高温应变测量技术进展的总结[7]

图7 不同类型应变传感器的特点[7]

图8 光纤Bragg光栅传感器测量原理示意图[38]

图9 FOSS及其与传统应变计和热电偶的对比[39]

FOSS多采用等离子热喷涂(plasma thermal spray)的方式安装.等离子热喷涂是NASA为热结构表面传感器安装而专门研发的一项技术, 目前应用温 度已超过1 000\(^\circ\)C.除FOSS外, 也可用于电阻应变计的安装(如图11所示).

图10 智能化健康监控TPS结构论证试样(NASA Armstrong)[39]}

图11 热喷涂安装的应变计及其焊接连接的端子[34]

2.2 非接触式测量技术

近年来, 以激光测量为代表的非接触式测量技术, 已经被非常广泛地应用于结构热试验[40].激光测量设备大都可以长距离测量, 在试验中可以远离高温区域, 具有电涡流及电容式位移传感器等传统非接触测量装置所无法比拟的优势.2015年, ``实验力学中光学方法的进展''[41]被实验力学学会(Society of Experimental Mechanics)选为年会主题之一, 重点关注了全场测量、数字图像相关(digital image correlation, DIC)和先进光学应力应变分析 等几大热点.

目前在结构振动试验中使用最多的光学测量设备当属激光多普勒测振仪(laser Doppler vibrometer, LDV), 其原理是基于单色激光的多普勒效应来测量结构的速度响应, 具有测量范围广、适用频带宽和分辨率高的 优点. 如图12所示, LDV包括单光束定点、单光束扫描和多光束三种类型, 其中两种单光束型LDV在结构热模态试验中已经被广泛采用. 典型的单光束定点型LDV (Polytec CLV-2534)可用于0.5 Hz\(\sim\)3.2 MHz内不超过10 m/s范围内的速度测量, 测试精度最高达0.02 \(\mu\)m/s, 但每次试验只能测量一点处的响应, 如需多点测量, 则只能通过重复试验来完成, 试验效率很低[42].扫描型LDV可以在一次试验中完成多点测量[43, 44], 但各测点依次测量造成数据间存在不同的时间延迟, 因此被测结构在扫描过程中需保持平稳振动, 不能用于具有明显时变特征的结构.对热模态试验而言, 即要求结构在内部温度场保持不变的条件下做平稳受迫振动.多光束型LDV[45, 46]的测点密度可以非常高, 测点数量没有明确的限制, 而且可以进行三维立体测量, 是一种比较理想的 时变结构振动响应测量设备, 其测试能力主要取决于设备水平, 特别是信号的采集、处理以及存储速度.需要注意的是, 所有LDV测量设备都要求被测结构不能产生大位移或明显的刚体运动, 否则会导致测点移位, 使响应信号产生严重偏差[47].

图12 三种类型激光多普勒测振仪(单光束定点型/单光束扫描型/多光束型)

短距离的激光位移传感器[21, 48]测量原理主要是三角测量法(如图13), 工作中由单色光源发射激光, CCD相机采集被测表面的反射光, 通过计算入射光和反射光之间的角度变化来获得结构的位移, 这种方法具有可达微米级的测量精度和线性度. 但在模态测试等信号能量较低的振动试验中, 被测结构的位移量级很小, 且高频响应尤其明显, 因而位移测量很难获得令人满意的效果.

图13 基于三角测量原理的激光位移传感器

立体摄影测量(如图14)是又一类新兴的光学技术, 在引入双目立体视觉成像系统实现三维测量后, 成为了受关注度很高的研究热点.其基本原理是通过观测目标图像与参考图像的差异来分析被观测表面的位移和应变(如图15)[49].该技术在静力学试验中的应用已有多年[50, 51, 52], 但用于振动试验测量的时间较晚.常用的主要有DIC[53, 54]和点跟踪(PT, point-tracking)[55]等方法, 二者的区别主要体现在观测对象的不同, DIC技术需要在被测表面预制高密度散斑图案(图16), 通过追踪散斑像素在各目标图像中的位置变化来分析被测表面的变形, 测量结果更接近连续性全场测量[56].而PT法则是以高对比度的圆形靶点为追踪对象, 测点的空间离散型较大(图17), 但仍可以比布置加速度计的方式密集很多.

图14 二维[57](上)和三维DIC[58](下)测量设备

图15 3D-DIC系统测量全场变形的原理示意图[59]

图16 平板结构上的散斑[60]

图17 大型风机振动的3D-PT测试系统及其靶点[55]

在实际应用中, 各类DIC测量系统的精度与多方面因素有关, 除了与系统自身相关的因素, 包括透镜的品质和装配误差、相机内部及周围环境条件的变化等, 很重要的一个方面是与测量中每个像素对应实际测量区域的面积相关.根据现有报道, 在准静态材料试验中, 3D-DIC技术的位移测量精度属于 亚像素级别, 最高可达1%像素, 全场应变误差一般在10-4量级范围内[61, 62, 63].

由于DIC测量近似全场测量, 可用于有限元模型校验和修正(如图18所示)[58], 二者结合可以为进一步认识热载荷对结构的影响提供非常有力的帮助.

图18 3D-DIC测试和有限元仿真所得前三阶模态振型对比及其MAC值[58](a)\(\sim\)(c)为结构前三阶模态振型, 蓝色为有限元计算结果, 红色散点为3D-DIC测试结果

在振动试验中, 这些测量技术同样需要满足采样定理的要求, 高速相机每次拍摄即为一次采样, 也就是说拍摄速度必须高于最高关注频率的两倍. 当关注频率较高时, 除了高速相机的拍摄速度可能成为限制外, 大规模数据流还会给存储设备造成很大的压力.针对这一问题, Helfrick等[64]采用DIC技术对结构各阶模态进行分别测试, 并与采用加速度计和扫描LDV测量的试验进行了对比, 结果如表1所示.

这种方式无需高速相机即可进行测量, 降低了试验设备的成本, 但由于每次试验只完成一种振型测定, 试验效率会大大降低, 而且很难用于时变结构的测试.

表1 模态试验中三种测量方式的比较[64]

此外, 在热试验中, 试件自身辐射能量会随温度上升而提高, DIC图像整体亮度也随之提高, 导致散斑对比度下降, 继而出现``图像退相关''现象. 文献[64]为该问题提出了解决方案, 提高了DIC技术适用温度的上限.

非接触式光学全场测量的优势鲜明, 但局限性也很突出. 一方面是除LDV以外, 其他技术均以结构的位移响应为测量对象, 结构高频振动位移响应量级偏低的问题无法回避[47]. 另一方面, 设备成本高昂, 而且DIC等技术在测试中会产生庞大的数据量, 对处理和存储设备也有很高的要求. 此外, 在热模态试验中采用光学测量还需要注意以下几个问题. 一是加热系统和防热装置可能难以回避光路, 会限制如多光束型LDV, DIC等大范围测量设备的使用; 二是试件的表面特征对测试光束的反射效果, 如深色表面较高的吸光率会导致测试信号质量下降; 三是试件热辐射对信号质量的影响不仅存在于DIC测试中, LDV等技术同样面临这一问题.

随着结构热试验所要求的温度不断提高, 具有远距离、高精度、全场测量等显著优势的光学测量技术必然会发展为重要的测试手段之一[65]. 但由于非接触式测量无法用于飞行试验, 对超高温环境下的接触式响应测量技术的刚性需求始终是存在的, 因此, 尽管改进难度越来越大, 接触式测量技术依然被相关研究机构视为重点发展目标.

3 高温环境实现技术

高温环境实现技术涵盖了目标热载荷的确定、高温加热技术和测温技术三个主要方面.

被测结构的热载荷一般是根据目标气动热环境来规划[66], 结合试验工况下结构的实际热响应进行调整, 防止结构在大速率升温中由于过度热冲击而受损[67].

如图19所示的石英灯红外加热设备是目前发展最为成熟的高温加热技术, 在国内外研究机构中占据主导地位, 主要优势有：(1)热惯性小, 电控性能好, 可以满足高精度加热需求.(2)形状适应性好, 单支石英灯体积很小, 试验中采用模块化灯阵进行加热, 灯阵并联即可适应各种尺度及外形的飞行器地面测试.(3)温度范围宽, 配合其良好的可控性, 可以满足几十摄氏度到长时间1 200\(^\circ\)C及短时间1 500\(^\circ\)C范围内的试验需求.(4)热功率高, 可用于高速率升温[68, 69].

图19 石英灯阵加热器[70]

在更高温度的热试验中必须采用其他加热技术, 早期的航天飞机热试验多采用石墨加热器(如图20), 设计目标为1 500\(^\circ\)C以上高温环境, 但由于成本高、灵活性差, 以及需要真空环境等限制, 没有得到广泛应用.近期出现的硅碳、硅钼等加热技术已经成为超高温环境试验的新热门[71].

除了加热设备的温度范围及最大热流密度等指标, 高温加热技术还需要关注实际温度的控制精度[72], 而温控精度不仅与控制系统有关, 也取决于其采用的测温技术.

图20 石墨加热器

物体表面温度的精确测量一直都是一个工程难题[73].目前, 热电偶、红外测温等工业测试技术已具备较好的测量效果, 但无法满 足高温风洞试验和飞行试验等特殊需求.随着复合材料结构应用的推广, 将测温传感器直接嵌入结构内部的方式[74]提供了一种解决方案.

前文提到的FBG传感器是近年来快速发展的一项测温技术, 早期仅能用在不超过80\(^\circ\)C的条件下, 经过不断改进, 现阶段已经可以在1 000\(^\circ\)C环境中工作[75, 76]. NASA Glenn研究中心[77]开发了具有高热稳定性的再生FBG高温传感器, 并在航空发动机测试中进行了应用.悉尼大学Canning等[78]研制出的用于极端环境的再生光纤光栅, 可在高达1 295\(^\circ\)C循环加热的条件下保持测量效果无退化.该技术目前还处于不断进步当中, 其应用前景非常值得期待.

除了温度测量, 热流测量也较为常用, 而且通过对试验环境中的热流进行测量和控制, 可以更真实地模拟飞行器工作环境的热载荷, 近年来相关技术也在不断地发展之中[79, 80].

4 非稳态热环境下结构的模态试验

在高温环境下的模态试验中, 根据振动测试阶段被测结构内部温度场的状态, 可以将试验的热环境分为稳态和非稳态两类.稳态热环境是指在振动测试时, 结构表面温度维持在一常值附近, 尽管此时结构与外界仍有热交换, 但其内部温度场处于近似平稳的状态, 通常所说的热模态试验大多是指这种条件下的模态试验.

而实际工程中还有一种常见情况, 即结构在一段时间内温度持续发生明显变化, 例如高超声速飞行器在大气层内飞行的过程, 迎风结构会从常温上升到近2 000\(^\circ\)C, 就是一种典型的非稳态热环境.在非稳态热环境中, 结构的力学性能及热应力会随温度场的变化持续改变, 特别是热应力往往更加显著.结构模态特征可能会发生一些较为复杂的变化, 如固有频率靠近甚至重合、模态振型形态或次序发生改变等.要通过试验手段来认识这些复杂的特征变化, 就需要在整个温度变化过程中进行持续振动测试, 然后通过时变参数识别方法提取结构的时变频率和振型.

结构时变模态参数识别已经发展出了若干种有效方法, 其中时频分析、时域参数化方法等已经成功用于非稳态热环境下的结构模态分析.Zhang等[81]针对复合材料三明治板结构的热模态试验数据采用时频图脊线提取方法给出了前几阶固有频率随温度的变化规律.东巳宙[16]讨论了钛合金悬臂梁在时变热环境下振动特性的变化规律, 并利用STFT方法识别了结构的前4阶固有频率和振型.Yu等[17]将信号盲源分离(blind source separation)技术与时频分析方法结合, 提高了识别效率和精度.用于时变结构模态分析的时域参数化方法主要包括两种, 分别是基于时间序列分析的TARMA模型方法和由子空间方法推广而来的子空间跟踪法.刘浩等[82]利用TARMA模型方法处理翼面热振动试验结果, 获得了与计算结果吻合较好的固有频率变化趋势.Yu等[19]将子空间跟踪法用于钛合金翼面结构热模态试验结果分析并取得了较好的识别结果.

非稳态热环境下结构模态特征的变化规律, 其复杂程度可能会远高于稳态热环境所造成的影响.相应地模态试验技术中, 不仅需要进一步发展振动测试数据的处理方法, 针对时变振型结构的传感器优化配置等很多相关试验技术也有待专门研究, 而这些方面的结果尚很匮乏.

5 总结与展望

通过对国内外高温环境下振动试验技术的分析发现, 无论是稳态还是非稳态温度环境, 结构模态试验技术都还有一些问题值得进一步深入研究, 总结如下：

(1)高温环境下特殊结构的有效激振技术. 例如轻质复合材料夹芯结构, 试件表面硬度低, 无法固定激振器, 高温环境也不允许锤击, 需要发展合理有效的激振技术.

(2)高温环境下可靠的振动响应测量技术. 目前高温环境下的振动响应测量, 主要有光学非接触测量和专用的高温加速度传感器接触式测量. 其中高温环境会对光学测试产生诸如试件热辐射干扰、测点反射光强度弱等影响, 加速度传感器在高温环境中的振动测量会出现漂移失真, 这些都会严重影响原始响应测量数据的可靠性.

(3)针对大型飞行器结构存在的轴向、径向温度梯度等复杂温度分布情况, 响应传感器的优化配置问题.

(4)非稳态热环境下模态试验相关的技术, 包括考虑振型变化的激励与响应位置选择、考虑复杂环境激励的时变参数识别方法等.

(5) 考虑高温环境下参数不确定性以及非线性问题的数据分析方法.

The authors have declared that no competing interests exist.

参考文献
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