再入飞行器的气动噪声响应分析和试验验证

frogfish · 发表于 2005-7-19 10:34

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尹立中　徐孝诚
 
（北京特殊机电研究所，北京，100076）
 
摘要　利用再入飞行器气动噪声的试验结果和MSC/NASTRAN软件首次完成了再入飞行器复杂结构气动噪声的响应分析与试验验证,从而将随机响应分析由单个激励下的结构随机响应分析推进到多个面激励下的复杂结构随机响应分析与试验验证。关键词　再入飞行器，气动噪声，响应，试验。
 
Response Analysis and Experimental Verification
for Reentry Vehi cle Subjected to Aerodynamic Noise
 
Yin Lizhong　Xu Xiaocheng
 
(Beijing Institute of Special Mechanical and Electronic Device, Beijing, 100 076)
 
Abstract　In this paper, response analysis and experimental veri fication are accomplished for reentry vehicle shell subjected to aerodynamic noi se using expe rimental results and MSC/NASTRAN software for the first time. In respect to rand om response analysis, structure response analysis under single random excitation is pushed forward to response analysis and experimental verification of complex structure under multiple random surface excitation.?
 
Key Words　Reentry vehicle, Aerodynamic noise, Response， Test.?
 
1 前　言
　再入飞行器气动噪声响应分析工作一方面可用于环境预示，另一方面可将再入气动噪声引起的结构响应引入再入飞行器载荷用于结构设计，保证结构的可靠性。因此，此项研究工作受到国内外学者的普遍关注。由于再入飞行器的结构复杂性，决定了随机响应分析的解析法已不再适用于再入气动噪声的响应分析。随着计算机技术的迅猛发展和大型有限元结构分析程序的开发，将有限元谱分析法用于低频段（0～1 000 Hz）随机响应分析则成为一条切实可行的途径。
? 文献1完成了板壳组合结构在随机面分布力作用下的响应分析与验证，文献2完成了再入飞行器复杂结构随机点激励下的响应分析与试验验证，文献3在单个随机面激励的条件下完成了再入飞行器气动噪声响应分析。在多个随机激励下MSC/PATRAN、NASTRAN软件结构随机响应分析功能的应用研究的基础上，本文利用再入飞行器气动噪声的试验结果和MSC/NASTRAN软件首次完成了再入飞行器复杂结构气动噪声（多个随机面分布力）的响应分析与试验验证，从而将随机响应分析由单个激励下的结构随机响应分析推进到多个面激励下的复杂结构随机响应分析与试验验证。
 
2 再入飞行器的气动噪声分析与试验验证
 
2.1 再入飞行器的动力学计算原模型
? 再入飞行器由4部段构成。用MSC/PATRAN软件建立了有限元动力学计算模型，整个有限元原模型包含11 192个节点，11 889个各类单元。利用梁、板单元特性参数中非结构质量（Nons tr uctural Mass）实现了质量和质心的模拟。以模态试验结果为依据，通过防热层弹性模量（试验不能准确测定且该参数离散性较大）一定范围内的调整来修正所建立的有限元动力学模型，从而保证所建立的动力学计算模型具有较高的准确性。动力学模型的前几阶模态与试验结果吻合较好，模态频率的计算结果与试验结果的相对误差见表1。
 
表1　模态频率的计算结果与试验结果的相对误差
 
<DIV align=center>
<TABLE cellSpacing=0 cellPadding=0 border=1>

<TR>
<TD width=198>
振动特性</TD>
<TD width=212>
相对误差</TD></TR>
<TR>
<TD width=198>
整体一阶弯曲</TD>
<TD width=212>
+0.26 %</TD></TR>
<TR>
<TD width=198>
整体二阶弯曲</TD>
<TD width=212>
-2.93 %</TD></TR>
<TR>
<TD width=198>
整体三阶弯曲</TD>
<TD width=212>
-18.9 %</TD></TR>
<TR>
<TD width=198>
整体一阶扭转</TD>
<TD width=212>
-9.49 %</TD></TR>
<TR>
<TD width=198>
整体二阶扭转</TD>
<TD width=212>
+4.45 %</TD></TR>
<TR>
<TD width=198>
整体一阶纵向</TD>
<TD width=212>
-24.7 %</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=198>
整体二阶纵向</TD>
<TD vAlign=top width=212>
-2.86 %</TD></TR></TABLE></DIV>
 
 
2.2 脉动压力功率谱密度的确定
? 再入飞行器气动噪声试验时，试件安放在具有6个声道的行波管内，由扬声器产生噪声载荷。在进行响应分析时，需要将试验测得的6个声道1/3倍频带声压级换算成MSC/NASTRA N软件所需要的脉动压力功率谱密度。由试验加载方案分析可知，6个声道的脉动压力激励间是近似相互独立无关的，在每个声道内是近似完全相关的。因此，只需确定每个声道的自功率谱。
 
2.3 模态阻尼比值的确定
? 模态阻尼比对响应有重要的影响，但是，现代试验技术只能对低阶模态阻尼比进行较精确的测定；对高阶模态阻尼比很难测定和测准。为此，提出了动载荷设计中阻尼问题的工程处理方法，即认为对一个具体结构典型点的响应有重要影响的模态是主要响应模态，其他模态是非主要响应模态，典型点响应对非主要响应模态的阻尼比是不敏感的。因此，响应分析时少数几个主要响应模态的阻尼比需要根据模态试验结果来确定，而对非主要响应模态和高阶模态的阻尼比放宽要求，统一取一个具有统计意义的平均值或相对较低值（本文均取0.02）。表2给出了按上述方法确定的飞行器模态阻尼比表，供随机响应分析用。
 
表2　供随机响应分析用的模态阻尼比表
 
<DIV align=center>
<TABLE cellSpacing=0 cellPadding=0 border=1>

<TR>
<TD vAlign=top width=63>
?f/Hz</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.1</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 78.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 78.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 81.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 81.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 154.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 154.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 156.0</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 2η?</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.042</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.042</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.100</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.100</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 ?f/Hz</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 156.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 158.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 158.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 160.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 161.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 167.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 167.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 170.0</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 2η?</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.063</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.063</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.069</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.069</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 ?f/Hz</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 170.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 328.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 329.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 332.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 333.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 366.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 367.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 368.0</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 2η?</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.054</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.054</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.058</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.058</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 ?f/Hz</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 368.5</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 369.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 369.2</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 371.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 372.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 579.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 580.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 585.0</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
2η</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.054</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.054</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.027</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.027</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 ?f/Hz</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 586.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 810.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 811.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 815.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 816.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 999.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 1000.0</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 2000.0</TD></TR>
<TR>
<TD vAlign=top width=63>
 2η</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.059</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.059</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD>
<TD vAlign=top width=63>
 0.04</TD></TR></TABLE></DIV>
　 注：2η 是两倍模态阻尼比值。

frogfish · 发表于 2005-7-19 10:36

2.4 响应分析与试验验证
? 首先利用文献4的波动理论对前述动力学计算模型的各舱段壳体单元尺寸进行了检查，所建动力学计算模型的各舱段壳体单元尺寸基本上可以满足频率上限为500 Hz和1 000 Hz时用4 个单元描述一个波形的尺寸要求。利用气动噪声载荷以及模态阻尼比，对应于0～500 Hz和0 ～1 000 Hz各频段，采用模态迭加法由MSC/NASTRAN软件得到的计算结果以及试验结果见表3 和表4。由表3可知，各测点的加速度响应均方根值的计算值与试验值保持了较好的一致性，大多数测点的绝对误差小于1 g。

frogfish · 发表于 2005-7-19 10:36

表3　加速度响应均方根值的计算结果与试验结果比较（0～500 Hz ） 
<DIV align=center>
<TABLE cellSpacing=0 cellPadding=0 border=1>

<TR>
<TD width=95>
测点位置</TD>
<TD width=95>
测点号</TD>
<TD width=95>
计算值
g</TD>
<TD width=95>
试验值
g</TD>
<TD width=95>
绝对误差
g</TD>
<TD width=95>
相对误差</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
舱壁1</TD>
<TD width=95>
32</TD>
<TD width=95>
1.95</TD>
<TD width=95>
1.89</TD>
<TD width=95>
0.06</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
舱壁2</TD>
<TD width=95>
27</TD>
<TD width=95>
3.63</TD>
<TD width=95>
2.41</TD>
<TD width=95>
1.22</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
前端框1</TD>
<TD width=95>
31</TD>
<TD width=95>
2.34</TD>
<TD width=95>
2.58</TD>
<TD width=95>
-0.24</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
后端框1</TD>
<TD width=95>
30</TD>
<TD width=95>
1.86</TD>
<TD width=95>
1.48</TD>
<TD width=95>
0.38</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
前端框2</TD>
<TD width=95>
29</TD>
<TD width=95>
1.44</TD>
<TD width=95>
1.36</TD>
<TD width=95>
0.08</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
后端框2</TD>
<TD width=95>
26</TD>
<TD width=95>
1.90</TD>
<TD width=95>
2.21</TD>
<TD width=95>
-0.31</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
下端框1</TD>
<TD width=95>
3</TD>
<TD width=95>
6.39</TD>
<TD width=95>
6.00</TD>
<TD width=95>
0.39</TD>
<TD width=95>
6.50%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
上端框1</TD>
<TD width=95>
2</TD>
<TD width=95>
6.25</TD>
<TD width=95>
6.18</TD>
<TD width=95>
0.07</TD>
<TD width=95>
1.13%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
下端框2</TD>
<TD width=95>
1</TD>
<TD width=95>
3.91</TD>
<TD width=95>
3.43</TD>
<TD width=95>
0.48</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
中间框</TD>
<TD width=95>
28</TD>
<TD width=95>
1.84</TD>
<TD width=95>
2.15</TD>
<TD width=95>
-0.31</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
安装板1</TD>
<TD width=95>
33</TD>
<TD width=95>
2.51</TD>
<TD width=95>
4.74</TD>
<TD width=95>
-2.23</TD>
<TD width=95>
-47.0%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
安装板2</TD>
<TD width=95>
34</TD>
<TD width=95>
1.67</TD>
<TD width=95>
1.20</TD>
<TD width=95>
0.47</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR >
<TD width=95 rowSpan=2>
内装物</TD>
<TD width=95>
35x</TD>
<TD width=95>
1.20</TD>
<TD width=95>
1.43</TD>
<TD width=95>
-0.23</TD>
<TD width=95>
 </TD></TR>
<TR >
<TD width=95>
35y</TD>
<TD width=95>
1.44</TD>
<TD width=95>
1.63</TD>
<TD width=95>
-0.19</TD>
<TD width=95>
 </TD></TR></TABLE></DIV>

frogfish · 发表于 2005-7-19 10:37

表4　加速度响应均方根值的计算结果与试验结果比较（0～1 000 Hz）
 
<DIV align=center>
<TABLE cellSpacing=0 cellPadding=0 border=1>

<TR>
<TD width=95>
测点位置</TD>
<TD width=95>
测点号</TD>
<TD width=95>
计算值
g</TD>
<TD width=95>
试验值
g</TD>
<TD width=95>
绝对误差?g?</TD>
<TD width=95>
相对误差</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
舱壁1</TD>
<TD width=95>
32</TD>
<TD width=95>
14.36</TD>
<TD width=95>
9.64</TD>
<TD width=95>
4.72</TD>
<TD width=95>
49.0%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
舱壁2</TD>
<TD width=95>
27</TD>
<TD width=95>
26.54</TD>
<TD width=95>
16.05</TD>
<TD width=95>
10.49</TD>
<TD width=95>
65.4%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
前端框1</TD>
<TD width=95>
31</TD>
<TD width=95>
4.59</TD>
<TD width=95>
3.84</TD>
<TD width=95>
0.75</TD>
<TD width=95>
19.5%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
后端框1</TD>
<TD width=95>
30</TD>
<TD width=95>
4.16</TD>
<TD width=95>
2.69</TD>
<TD width=95>
1.47</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
前端框2</TD>
<TD width=95>
29</TD>
<TD width=95>
2.87</TD>
<TD width=95>
1.72</TD>
<TD width=95>
1.15</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
后端框2</TD>
<TD width=95>
26</TD>
<TD width=95>
3.33</TD>
<TD width=95>
5.47</TD>
<TD width=95>
-2.14</TD>
<TD width=95>
-39.0%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
下端框1</TD>
<TD width=95>
3</TD>
<TD width=95>
8.62</TD>
<TD width=95>
8.07</TD>
<TD width=95>
0.55</TD>
<TD width=95>
6.82%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
上端框1</TD>
<TD width=95>
2</TD>
<TD width=95>
9.76</TD>
<TD width=95>
9.42</TD>
<TD width=95>
0.34</TD>
<TD width=95>
3.61%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
下端框2</TD>
<TD width=95>
1</TD>
<TD width=95>
4.86</TD>
<TD width=95>
5.28</TD>
<TD width=95>
-0.42</TD>
<TD width=95>
-8.00%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
中间框</TD>
<TD width=95>
28</TD>
<TD width=95>
2.39</TD>
<TD width=95>
2.81</TD>
<TD width=95>
-0.42</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
安装板1</TD>
<TD width=95>
33</TD>
<TD width=95>
3.39</TD>
<TD width=95>
5.58</TD>
<TD width=95>
-2.19</TD>
<TD width=95>
-39.2%</TD></TR>
<TR>
<TD width=95>
安装板2</TD>
<TD width=95>
34</TD>
<TD width=95>
2.77</TD>
<TD width=95>
1.75</TD>
<TD width=95>
1.02</TD>
<TD width=95>
—</TD></TR>
<TR >
<TD width=95 rowSpan=2>
 </TD>
<TD width=95>
35x</TD>
<TD width=95>
1.44</TD>
<TD width=95>
2.07</TD>
<TD width=95>
-0.63</TD>
<TD width=95>
 </TD></TR>
<TR >
<TD width=95>
35y</TD>
<TD width=95>
2.04</TD>
<TD width=95>
2.48</TD>
<TD width=95>
-0.44</TD>
<TD width=95>
 </TD></TR></TABLE></DIV>
 
 
从表4可知：
a) 除舱壁上测点外，各测点的加速度响应均方根值的计算值与试验值保持了较好的一致性，绝对误差在1g左右（响应量级较小的测点），相对误差小于40%（响应量级较大的测点）。
b) 舱壁上测点的响应量级很高，计算值与试验值间的绝对误差和相对误差都较大。对于舱壁上测点0～1 000 Hz频率范围内的响应，舱壁局部高阶模态起重要作用，计算中高阶模态阻尼比统一取为0.02，它与舱壁复合材料防热层具有较高阻尼（如0.03以上）是不一致的，即舱壁局部高阶模态阻尼比取得过小是舱壁上测点计算值均大于试验测量值的主要原因。
 
3 结　论
? 本文利用再入飞行器气动噪声的试验结果和MSC/NASTRAN软件首次完成了再入飞行器复杂结构气动噪声的响应分析与试验验证，取得了令人满意的结果。在0～500 Hz和0～1 000 Hz频段内，大多数测点的响应计算值和试验值保持了较好的一致性。从而将随机响应分析由单个激励下的结构随机响应分析推进到多个面激励下的复杂结构随机响应分析。
 
参　考　文　献
1 徐孝诚. 板壳组合结构在随机面分布力作用下的响应分析与验证. 强度与环境, 2000(2 ): 34～39
2 徐孝诚, 王成华, 韩增尧. 再入飞行器复杂结构随机振动响应分析研究. 强度与环境（已录用）.
3 韩增尧, 徐孝诚. 再入飞行器在气动噪声作用下的响应分析. 导弹与航天运载技术, 19 97(1): 1～5
4　韩增尧. 复杂航天器声振力学环境预示技术研究［学位论文］. 北京：中国空间技术研究院，2000-０6.

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[噪声治理] 再入飞行器的气动噪声响应分析和试验验证

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