[发明专利]一种导弹自转状态下的自由模态试验系统

说明书

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；