《航空测试系统》课程设计报告课题：航空航天中的振动测试技术时间：2011年11月2日目录第一章引言第二章振动测试的使用设备第三章振动测试的方法及原理第四章振动测试的分类第五章振动传感器转换原理第六章振动测试的发展与前景第七章参考文献第一章引言一、进行“振动测试”的原因为了确保飞行器能够适应太空环境，在奔赴发射场前，它们都需要经过一系列科学、严格、全面的“体检”。
科技工作者常常采用各种先进的测试手段，模仿飞行器从发射升空到太空飞行的各种环境，通过振动试验、噪声试验、真空热试验、泄复压试验等对其进行详细的“体检”，并对发现的各种问题进行分析与排查。
统揽世界各国的航空航天史，大多数的火箭发射失利，都是由于振动隐患引发了故障，只要能克服这个难题，就能保障火箭顺利升空。
因为航天器发射时，需要巨大的推动力，但同时这巨大的力量也会产生巨大的振动，所谓“地动山摇”也不过如此了。
因此航天器一定要能够经受住巨大的振动，才能保障不发生故障。
为了解决这一问题，人们需要在航天器发射前，对它进行振动测试，看看它是否能够经受的住巨大的振动所带来的破坏。
二、“振动测试”的基本内容对航天器进行振动测试，有两方面需要考虑，这两方面也是航天器成功发射必须经受的两大考验。
一是力学试验，包括几十万个零部件，也包括安装后的整体。
如果航天器不能经受的住极端振动，那么很可能会在升空后出现发热、疲劳等故障。
二是气象试验，太空气象环境和地球上并不一样，可能会极端恶劣复杂，因此航天器必须要经受气象试验。
第二章振动测试的使用设备一、“振动台”简介振动试验是贯穿整个航天器测试始末的，这还需要足够强大的振动仪器。
电动式振动台是目前使用最广泛的一种振动设备。
它的频率范围宽，小型振动台频率范围为0～10kHz，大型振动台频率范围为0～2kHz；动态范围宽，易于实现自动或手动控制；加速度波形良好，适合产生随机波；可得到很大的加速度。
二、振动台基本原理电动式振动台是根据电磁感应原理设计的，当通电导体处在恒定磁场中将受到力的作用，当导体中通以交变电流时将产生振动。
振动台的驱动线圈正式处在一个高磁感应强度的空隙中，当需要的振动信号从信号发生器或振动控制仪产生并经功率放大器放大后通到驱动线圈上，这时振动台就会产生需要的振动波形。
电动振动台基本上由驱动线圈及运动部件、运动部件悬挂及导向装置、励磁及消磁单元、台体及支承装置五部分组成。
驱动线圈和运动部件是振动台的核心部件，它的一阶共振频率决定着振动台的使用频率范围，由于运动部件结构复杂，一阶共振频率计算非常困难，要靠经验估算，这常常造成设计失误。
702所在80年代末首次将有限元方法用于电动振动台运动部件共振频率的计算，不仅提高了计算结果的准确度，而且便于对结构进行优化设计，大大增加了振动台的设计可靠性。
三、振动台各部件简介1、驱动线圈振动台驱动线圈电流的产生方式有直接式和感应式。
直接式就是将放大器输出的电流直接加到驱动线圈上，这种方式是振动台的主流。
感应式是将交变电流通入一固定线圈，然后通过感应方式在驱动线圈产生电流。
感应式振动台的驱动线圈不需要引出电缆，结构简单，但这种振动台效率相对较低。
2、励磁单元振动台的励磁单元可分为单励磁和双励磁。
单励磁只有一组励磁线圈，形成一个磁场回路，这种结构励磁效率低、耗电量大、漏磁很大，需要用消磁线圈来保证工作台面有一个低的磁场。
双励磁由两套励磁绕组产生磁场，分别置于工作磁隙的上下两侧，在工作磁隙的磁场互相叠加，而在工作台面上的磁场互相抵消，所以工作台面上的磁场就很小。
同时由于双励磁磁路缩短，磁阻减小，励磁效率比单励磁有显著提高。
3、功率放大器功率放大器是电动振动台系统的重要组成部分，它本身的性能和与振动台的匹配状况直接关系着系统的性能。
功率放大器发展到现在已经历了三代，从电子管放大器到晶体管线性放大器再到数字式开关放大器。
电子管放大器在新生产的设备中已基本不用，开关式放大器是近几年国外开发出来的，它利用了晶体管的开关特性，管耗很小，效率可高达90%，而普通的线性放大器的效率只有50%左右。
正是由于开关放大器本身发热少，它的冷却就非常简单，输出功率几十千伏安的放大器仅用很小的轴流风机就可以冷却下来，使设备的结构简单可靠。
而同样的线性放大器必须要用水来冷却，结构复杂。
开关式放大器在低功率输出时失真度相对较大，而且机壳需要较好的电磁屏蔽，否则会对周围设备造成电磁干扰。
第三章振动测试的方法及原理一、卫星整星振动试验1、整星振动试验的特点1）卫星整星质量大、尺寸大、重心高．质量大使其对振动台的反共振影响大，尺寸大使其很难保证界面输入振级的均匀性，重心高可能导致较大的正交振动（与激振方向垂直的横向振动）．2）整星结构通常由数个分系统、数百个组件组成，结构复杂，模态密度大，频响峰谷密，可能导致界面输入波形失真大．3）整星试验需要模拟卫星对运载火箭的反共振动力边界条件，使振级输入接近更真实的环境，因此试验条件比组件级条件复杂，给控制增加了难度．4）整星试验，尤其是正样飞行星的试验应避免因试验失控或超差造成试验中断，这对试验控制提出了更高的要求．采用多点平均控制、下凹控制、滤波控制、正交振动抑制、防止中断控制诸项技术，有效地解决了上述整星振动试验中存在的问题．此外，整星试验还有一些其它技术，如特征性检验技术、结构共振响应拟合控制技术等．应用这些技术将使整星振动试验更加科学合理．2、整星振动测试技术简介1）多点平衡控制卫星整星通常是通过盆形（倒锥形）夹具与振动台台面相连，振动激励通过卫星转接锥与夹具的对接面传递给卫星．由于对接面尺寸大，而且多自由度、大尺寸、大质量的卫星对夹具的反作用，很难保证对接面上各点的振级输入一致，因此，采用单点控制将导致某些频率的过试验或欠试验．采用多点平均控制，使对接面各点输入的平均值满足试验条件，避免了单点控制带来的问题，使控制更加合理、真实。
2）下凹控制实现下凹控制，目前有两种方法。
第一种方法是试验条件直接下凹，谷深由星箭的振动耦合分析确定，谷宽可用卫星的3dB共振带宽。
该方法比较直接，易于实现。
第二种方法是响应控制。
除了控制主控点（其位置在卫星与夹具对接面上）输入的加速度（单点或多点平均）之外，还要监控卫星关键部位（监控点）的响应。
通常是监控卫星主结构或危险部位的加速度、位移或应变响应，使其不超过预先设定的环境预示值，以此来限制通过夹具传递给卫星的过试验输入，达到下凹控制的目的。
响应控制的基本原理是：将主控点和监控点传感器的输出信号，通过放大器分别接入控制系统的控制通道和辅助通道上。
然后在控制系统上进行试验参数设置。
在主控点设置正弦扫描实验条件，在监控点设置响应限制值。
试验中，当监控点响应未达到限制值时，其主控点输入仍按原试验条件。
结构共振时，当有任何一个监控点的响应达到或超过限制值时，控制系统的信号选择和限制功能自动地实现控制通道的转换，并控制监控点的响应，使其不超过限制值．共振峰过后，监控点响应下降，控制通道又转回到主控通道，并控制主控点按试验条件激励卫星．监控点响应达到限制值并受到限制控制时，主控点响应下降，从而呈现了试验条件的下凹控制．该方法直接限制主结构和关键部位的振动响应，使其不超过环境预示值，因为主结构和这些关键组件在整星试验前大部分已按环境预示值通过了考核.故此方法比较安全可靠．但环境预示值需要大量的地面试验和飞行遥测数据的统计分析而得到，因此在缺乏大量的实测数据时，环境预示值就很难确定．试验中采用哪一种下凹控制方法取决于星箭振动耦合分析、环境预示值的准确程度以及控制系统的功能，大多数数字式振动控制系统都具有限制控制功，对一般模拟式正弦振动控制仪，在反馈回路中加入信号选择器也同样可实现响应控制。
3）结构特性检验卫星结构的特性检验试验，是评价卫星经振动试验后结构是否完好的重要手段之一。
其方法是在卫星的正弦验收或鉴定试验前后，以低量级（1/4～1/3的验收级）的试验条件对其进行激励，同时测量星上各点响应，比较前后两次试验的响应数据，其主要的固有频率及其相应的共振峰值不应发生明显的变化。
卫星整星验收试验的结构合格判据是，其主要共振频率（前几阶）的变化最好限制在0.5Hz以内，共振峰值不能有显著变化。
对鉴定试验的合格判据可以适当放宽。
某些部位共振频率的明显下降可能是结构的松动，甚至破坏而引起的。
因此卫星结构特性检验，不仅用于判断经历验收或鉴定试验后结构的完好性，而且还可以通过响应数据分析，对结构进行故障诊断。
4）滤波控制在正弦扫描振动试验时，从示波器观察到的振动控制信号波形时常不是纯正弦波，而有较大失真和毛刺。
产生波形失真的原因有两方面，一是撞击失真，二是谐波失真。
撞击失真由连接松动、接触不良或试件内部结构碰撞而引起。
在卫星结构试验中，测得这种失真带来的误差，在某些频率特别是在共振频率处，有时达到百分之几十，甚至百分之百。
谐波失真比较复杂，因为试验设备中的每一个环节都可能产生谐波失真。
如激励系统，在正常情况下允许有2%的失真度。
假设卫星、振动台或振动夹具的共振频率正好与该谐频率相耦合，设放大因子Q＝10，那么2%的失真度就变成20%的畸变。
一般，造成谐波失真的原因除电荷放大器的噪声、试验夹具共振、振动台动框共振、功率放大器失真以外，卫星结构也会导致输入波形的谐波失真。
因为卫星结构复杂，常由数个分系统、数百个组件组成，其模态密度大、频响峰谷密、耦合振动多，从而导致界面输入波形的失真。
如果在控制回路中加入跟踪滤波器，即可滤去这些谐波失真引起的高频分量，仅保留基本信号输入控制仪进行控制。
该法消除了波形失真的影响，提高了控制精度。
5）共振响应拟合控制质量较大的同步卫星大都采用液体燃料发动机作为远地点飞行的助推器。
当正样飞行星进行振动试验时，贮箱内一般不充工质，因此整星质量减轻，刚度加强，结构动特性改变，星体固有频率提高。
如果仍然使用原试验条件进行试验，势必导致某些频率欠试验(特别是在原卫星的主固有频率处)，而在另一频率过试验(特别是在不加工质卫星的主共振频率处)。
二、航空发动机整机振动测试1、航空发动机整机振动测试的基本内容（1）发动机系统振动基本参数的测量。
测量压气机、涡轮、附件传动机匣外部结构上的振动位移、速度、加速度总量；在轴承的适当位置测量轴承载荷及转子振动加速度、速度、位移值，以及频率、相位、外传力等参数。
（2）发动机系统振动特征参数的测试。
测量转子—支承系统以及机匣等其它产生高频振动和应力的构件的固有频率、转子临界转速、振型、刚度、阻尼等模态参数和物理参数。
FFT是典型的谱分析方法，其幅值和相位充分反映了信号的各个频率成分，适宜分析航空发动机等旋转机械的振动信号。
2、发动机振动台振动试验技术测试方法与原理振动试验系统是用来对实验对象进行振动试验的一整套装置。
