半球谐振陀螺是基于哥氏效应测量角速度的新型固态陀螺,具有结构简单、精度高、功耗低、寿命长、可靠性好、抗空间辐射等优点,是捷联惯性导航系统的理想陀螺仪,在宇航领域具有独特的应用优势。激光测振仪和振动分析软件配合使用可以测量陀螺的拍频现象，且有极高的频率分辨率，并得到品质因数。拍频现象，请观看视频：
太阳帆以太阳光光压为推进动力，是一种独特的推进方式，它超越了对反应物料的依赖。其工作原理是：利用太阳帆将照射过来的太阳光（光子）反射回去，由于力的作用是相互的，太阳帆在将光子“推”回去的同时，光子也会对太阳帆产生反作用力，从而推动飞船前进。太阳帆不但要有较小的自身荷载，而且也要具备近乎完美的反射面。由于单个光子所传送的动量非常小，为了拦截大量的光子，太阳帆必须有一个大的表面积。在地面上进行太阳帆模拟测试，工程师们面临的有三大挑战：--太阳帆表面积大，厚度比纸还薄--不能忽略大气中的空气质量影响，要求在真空环境下测试--模态测试时，测量点密度高，要求将太阳帆表面分成若干个区域进行测量。本文讨论的是我们面临的唯一难题：真空环境下的太阳帆的模态测试图1：4m×6m可充气通信天线模型图2：真空室内四象限膜的正方形太阳帆（边长20m）图3：真空室图4：置于密封加压罐内的PSV-400全场扫描式激光测振仪图5：真空室内的扫描反射镜系统(SMS)图6：四象限膜的正方形太阳帆的磁激励系统图7：太阳帆系统的一阶模态（0.5Hz）鸣谢我们要感谢美国国家航空航天局批准发布这篇文章
飞机制造的第一要素就是安全性，新一代航空发动机总是比上一代的燃耗低。安全性从最小部件（如涡轮叶片）的使用寿命开始。三维扫描式激光测振仪具有高空间分辨率，直接从FE模型中导出测量网格，实时显示被测对象，快速精确地显示出最大应力的位置及数值，花费在各叶片的仪器成本基本为零。该测试方法已为世界各地的发动机制造商广泛使用。随着发动机变得越来越轻，叶盘（叶片组成的叶盘）被用于高压压缩机中。要实现安全操作，就必须调节叶片的本征频率，扫描式激光测振仪可以快速地提供必要数据。※更多案例信息，请与我们联系
碳纤维增强塑料是性能优良的轻质结构，被广泛用于航空工业。使用纤维增强复合材料时，在生产和工作期间检测出缺陷并将其定位（如分层或裂纹等）极其重要。“兰姆波”是指在薄板结构上传播的表面波，它能够与不同类型的材料缺陷相互作用，使缺陷可见，因此，兰姆波在无损材料测试中起着重要作用。扫描式激光测振仪已为世界各地的工程师们用于材料测试。其能高空间分辨率可视化传播兰姆波，并记录每个扫描点的3D振动矢量，在分析时将其分解成典型的S和A波，是用于兰姆波研究的不可替代的工具。1Dand3Dmea-sureddataofcompressionwavesinananisotropicpanelCompressionwavesinananisotropicpanel:Amplitudesinthex,y,z,andx+ydirectionDifferencedata(Left:out-of-plane,Center:in-plane,Right:allcomponents)※更多案例信息，请与我们联系
飞机油耗是当前关于全球气候变化讨论的热点话题之一，这其中一个重要的影响因素是飞机发动机本身的设计。整体叶盘是为了满足高性能航空发动机而诞生的新型构件，其重量轻，效率高，现已在各国军用和民用航空发动机上得到广泛应用。与传统发动机叶片不同，整体叶盘由一块材料加工而成。振动测试和模态相关与整体叶盘的诸多优点相对应，其制造工艺技术则面临着技术难题。由于它们是一体成型，表现出阻尼水平极低，并出现非常尖锐、明显的共振现象。理想的整体叶盘是完全对称的，即所有的叶片均具有完全相同的几何外形和材料属性，叶片的振动模态也表现出对称性，振动能量在各叶片均匀分布。微小的加工误差就会造成叶盘失谐，一旦出现失谐现象，振动能量就会集中在一个或几个叶片上，出现明显的响应幅值放大现象。在叶盘运行时便体现在叶片的局部应力增加，并最终导致部件的过早疲劳失效（高周疲劳）。为预测叶盘工作时的实际应力，我们需要有详细的有限元模型。第一步，使用试验方法验证有限元模型的对称性。第二步，调整模型，使其可被观察到失谐现象。因此，我们需要对整体叶盘进行精确的有限元相关性分析，这非常关键。使用3D扫描式激光测振仪进行模态相关性测试激光多普勒测振仪，采用非接触式测量方法，能在整个所需带宽内对被测结构的振动特性进行可靠的测试。与传统的接触式传感器，如加速度计相比，激光测振仪无任何附加质量影响，且不会增加物体的阻尼，这是进行精确模态相关性分析的硬性条件。此外，3D扫描式激光多普勒测振仪还能轻松准确地输出整个带宽范围内的完整三维振型，其完整的数据集可以方便地用于有限元模态相关性分析。图1：使用3D扫描式激光测振仪测量直径为240mm的压缩叶盘直径为240mm的压缩叶盘由德国斯图加特大学提供，不锈钢材质，这是由德国一家专门制造该类零部件的公司高精度研磨而成。高分辨率的形貌扫描显示其仅有微小的几何偏差，大约为50μm量级。将叶盘放置在三个小橡胶垫上，以减弱环境振动，同时最小化因支撑带来的影响。使用全自动可伸缩力锤SAM1来提供激励，最高频率可达20kHz。本次试验采用的是德国Polytec公司的PSV-500-3DXtra三维扫描式激光测振仪，测量激光为红外不可见激光，具有极高的光学灵敏度和抗干扰性，无需对被测表面进行复杂的表面处理即可高精度完成测试。激光功率3mw，人眼安全。测量结果图3为测得的传递函数谱图(FRF)，对所有点进行了平均。图2为整体叶盘的部分振型。图4显示的是具有周期性对称的叶盘，原本应成对出现的频率发生频率分离现象（这是非常重要的一个参数），提示出现极小失谐现象。图2：从左到右，叶盘分别在0.7kHz,1.3kHz和2.3kHz时的振型图3整体叶盘的传递函数谱图图4两个对称模态的FRF频谱图间的频率分离为了进一步与FE进行分析和比较，将数据导出为通用文件格式，并使用模态分析软件包PolyWave进行模态参数提取。将测量的第一模态族振型与完全对称的有限元模型进行比对。表1给出了测量和仿真得到的频率、频率差百分比，以及测量得到的阻尼比。表1：仿真与实测的阻尼比测量结果显示，第一模态族里所有叶片具有相同的一阶弯曲模态振型。频率一致性高，表明失谐很小。然而，从第二模态族(0.6~3Hz，中心频率约为1~2kHz)的轻微频率分离现象可以得出存在叶盘失谐。这一结论可通过将测得的模态振型与从有限元仿真模态振型的MAC值分析图来进一步验证（如图5所示）。图5测得的模态振型与从有限元仿真模态振型的MAC值分析通常，MAC值越接近1则表示模态振型相似度越高，反之，数值越小则表示偏差越大。实验数据表明，低阶模态具有很好的相关性，而一些高阶模态的MAC值较低。更深入的研究表明（参阅参考资料），这些模态振型的偏差可以很好地通过细微的几何误差来解释，由于几何外形的误差破坏了模态振型的对称性，导致少数叶片相比其他叶片的局部振动幅值变大。总结与展望3D扫描式激光测振技术是获取如整体叶盘等复杂结构的真实振动特性的理想手段。Polytec自主研发的PolyWave软件帮助提取模态参数，与FE进行精确相关性分析。实测结果与仿真结果基本一致，能清晰地检测出所有相关模态，且在频率上有很好的一致性。通过详细分析数据，可发现叶盘因加工误差有轻微失谐，这一点无法通过CAD下的FE模型获知。这种失谐效应可以通过第二模态族的频率分离和高阶模态振型的差异来得知，表现出振动能量的局部化。测试结果很有价值，提醒用户在进行有限元模型优化升级时需将失谐考虑在内，因为这对于预测实际运行的叶盘的高周疲劳非常关键。目前，我们仅分析了叶盘的第一模态族的振型，但由于已获取高达10kHz的数据，我们完全可以相同精度研究更高模态族的振型。
引言无人机地面振动试验(GVT)的传统测试方法是将一定数量(10~100个)的加速度传感器分散安装到自由-自由状态的无人机上，并使用一个或多个电动激振器来提供激励。作为更先进的试验方法，我们使用德国Polytec公司的非接触式扫描式激光测振仪（SLV）来完成无人机自由-自由状态下的地面振动试验(GVT)。相对于传统的加速度计而言，SLV具有的优势显著，在不改变无人机质量配置的情况下，SLV的测点数量在理论上无上限。如此一来便可：(1)将试验数据与仿真(有限元)结果关联起来；(2)研究局部模态；(3)研究无人机细微的重量配置变化对模态特性的影响。本文中，SLV/GVT的试验对象为诺斯罗普·格鲁曼公司的MQ-5B“猎鹰”无人机(UAV)，对其在两种不同配置下分别进行测试:基础版无人机和在机翼根处下方附上有效载荷的基础版无人机（有效载荷小于机重的5%）。本次试验共获取了1,528个传递函数，这些结果将用于确定无人机在上述两种配置下的模态特性。在0~100Hz范围内，基础版无人机有14个主要结构模态和6个次级(控制表面)结构模态。附上的有效载荷破坏了无人机翼展方向的对称性，以至于总共28种模态(19种主要模态，9种次级模态)。五种新的主要结构模态包括两个新的模态和三个现有模态的分离模态。SLV/GVT结果精确计算了无人机所有的主要模态，包括机翼复杂的弯曲-扭转耦合模态，以及由于机翼增加较小有效载荷而引入的局部模态。同样，我们也使用了传统的GVT测试方法获取了448个传递函数(使用14个加速度计共进行32次定位)，但其结果无法像SLV一样能明显观察到细微的模态特性变化。试验装置诺斯罗普·格鲁曼公司(MQ-5B)“猎鹰”无人机(UAV)是美国陆军的生力军，重约741kg，其中机身重约682kg，燃油重约59kg。地面振动试验(GVT)是在位于美国亚利桑那州SierraVista的诺斯罗普·格鲁曼航空航天公司的高架测试中心进行。试验装置要求：(1)使用软的悬挂系统来模拟无人机水平稳定飞行；(2)无人机上方搭建田字格网络，将扫描式激光测振仪稳固在不同的测试位置；(3)双激励系统，激发出无人机对称和非对称振动模态，包括比较难以激起来的机翼面内模态。A.软(弹力绳)悬挂系统弹力绳悬挂系统用于模拟“猎鹰”无人机的水平飞行(自由-自由)状态，其中六个刚体模态远低于无人机的基本结构模态。弹力绳系统包括：a）一个额定负载为5吨的高架起重机，缆绳可延长至大约4.57米；b）五个连接缆绳和U型夹的弹力绳环；c）两个尼龙带(额度承重约7257kg)固定在机身加固点并通过U型夹使交叉点位于无人机重心(CG)。请见图3。图3：无人机悬挂带（黄色）&连接至起重机的弹力绳（白色）在自由-自由状态下，无人机垂直(俯冲)模态的特征频率为1.5Hz，首尾和侧倾刚体模态的特征频率为0.22Hz，翻滚模态频率为1.25Hz，俯仰模态频率为0.6Hz，偏航模态频率为1.3Hz。这六个刚体模态频率全都远低于预期的最低机身结构模态特征频率(3-4Hz)和机翼弯曲振动模态特征频率(8-10Hz)。B.力激励使用两个50磅(峰值力)MB动态电动激振器和推力杆，以及两个PCB力传感器(测压元件)来测量时域下的输入力值。两个激振器分别置于两个翼尖之下，以于垂直方向呈20°的方向激发出无人机的结构模态，包括比较难以激起来的机翼面内弯曲模态。推力杆与力传感器连接后和位于翼尖内侧¼弦约34cm处的小安装块相连接，这样动态载荷便可通过内部推力杆进行传递。请参见图4。图4：50磅峰值力的激振器，推力杆，安装在机翼下方的力传感器激振器提供0~100Hz范围内随机触发信号和正弦扫频信号。为激出无人机所有的对称模态，两个激振器施加的激励相同。为激出无人机的非对称模态，右翼与左翼的激励相位相差180°。C.从天花板上悬挂激光测振仪扫描式激光测振仪光学头被至于无人机上方约4.57米的框架上。由于12°的扫描角度限制，导致扫描直径为1.92m，因此我们决定将激光头分别摆放在14个不同的位置，以便激光扫描区域可覆盖整个无人机。如图5所示。图5：悬挂上方的扫描头扫描区域示意图这些扫描区域有25%的重叠，因此每个扫描区域的多个测点数据可用以曲线拟合，从而拼接成一个完整的无人机模态振型。每个圆圈的中心代表在无人机上方激光扫描头的所在位置，大的红色圆圈(和虚线红色方块)则代表每个扫描头的所能覆盖极限测量区域。试验装置我们使用德国Polytec公司的PSV扫描式激光测振仪来获取猎鹰无人机的动态响应。将激光点打在待测表面，同时收集反回的散射激光，从入射激光和散射激光所产生的多普勒频移信号里提取到振动速度、位移和频率。系统输出为连续的模拟电压量，它与沿着激光方向的振动速度分量成正比。在无人机测点位置贴上反光膜，以增强反射激光强度。在无人机上总共设置232个测点，以便准确描述机翼，机身，尾翼，双尾撑、天线支架和控制面板(襟翼，副翼和升降舵)的振动特性。图6：设置好测点的试验装置俯视图如图6所示，我们使用相机闪光灯来照亮反光膜位置，亮点即为测点。我们共进行了382次振动测试，获取了232个测点以及相邻区域之间的150个重叠(重复)测点的振动特性，以优化数据后处理的曲线拟合。例如，在左翼尖的区域(#1)内设置30个测点，分布在五根等间距的弦线上，每个弦线上有六个测点，这其中有2个在副翼上，4个分布在从前缘到副翼铰线的机翼结构上。而这五根弦线中有3根弦线独属于区域(#1)，另外2根弦线(12个测点)同属区域(#2)。在区域(#2)中，在机翼、襟翼、副翼上共设置51个测点，其中27个测点独属于区域(#2)，与区域(#1)中的重叠测点有12个，与区域(#3)中的重叠测点也有12个。模态试验方案如下：（1）在无人机上确定232个测点，每个测点均贴上反光膜；（2）悬挂无人机，在每个机翼下方安装激振器，扫描头自动完成区域内全部测点的扫描测试；（3）开始测试，两个激振器提供对称的触发随机式激励信号（0–100Hz，400线数，分辨率0.25Hz），然后重复激励十次，最后对测试结果进行平均（加Hanning窗，无重叠），以将无关噪声误差降至最低；（4）同样的测试区域，使用非对称激励力信号再次测试；（5）对有轻微附加载荷的无人机，分别提供对称和非对称两种形式激励力进行激励；(6)激光扫描头移动到一个新的位置，重复步骤3~5。本次试验总共施加了15280次激励力，从激光测振仪获得了1528个传递函数。这些传递函数用于研究有附加载荷和无附加载荷的猎鹰无人机，分别在对称和非对称力激励下的振动特性。图7显示的是无载荷无人机右翼尖在对称力激励下的传递函数，上半部显示幅值，下半部为虚部，从中我们可以清晰看到在8Hz、15Hz、24Hz、42Hz和94Hz附近都出现了峰值响应。图7：右翼尖传递函数，振幅（上半部），虚部分量（下半部）在使用扫描式激光测振仪进行GVT之后，同样，我们也使用了传统的GVT测试方法来测试，使用14个加速度传感器，共进行32次测试，每次测试前需将这些加速度传感器重新布线定位。从沿着机翼前缘的测点开始，获取了机翼面内弯曲模态、机翼弯曲和扭转验证数据、精确的尾桁振动。总共获取的448个传递函数将用于确定模态特性。模态参数提取从SLV获取的1528个传递函数，用于研究有轻微附加载荷和无载荷猎鹰无人机在两种不同形式激励力的激励（对称和非对称）下的响应。使用VibrantTechnologies研发的ME’scope软件模块，从传递函数中提取模态参数(固有频率、模态振型)。首先，采用多自由度(MDOF)全局曲线拟合器识别模态活动区域以及分离模态的模态参数；其次，在高模态活动区域(接近空间模态)，使用模态指示函数来识别和计数固有频率峰值，然后使用多参量多项式曲线拟合器来识别这些小频带内的模态特性；最后，使用稳定图和模态置信因子(MAC)检查所有计算值的正交性。由于包括重叠数据在内的测试数据集非常庞大，因此该计算过程是个高度迭代的过程。提取出的模态参数和目标几何位置用于建立显示无人机模态振型和工作变形(无人机整体频响)的三维几何模型。测试结果显示模态参数分析的第一步是将结果分成两组：无人机的主结构模态和次结构模态。主模态包括尾桁弯曲和扭转模态、机翼弯曲和扭转模态。次模态包括控制面板(升降舵、副翼和襟翼)旋转和变形。附加的有效载荷对主模态的影响是我们最感兴趣之处。次模态是无载荷无人机所固有的，而其不受附加较小有效载荷的影响。在这些测试结果中，我们可以观察到1.5Hz的模态，它表示为软(弹力绳)悬挂系统的俯冲模态。A.无载荷猎鹰无人机表1给出了无载荷MQ-5B猎鹰无人机的主模态和次模态的模态结果(频率和振型描述)。在(0~100Hz)频率范围内我们观测到20个模态，其中14个为主模态，6个为次模态。图8~图12为几个主模态示例，图13为六个次模态(襟翼和副翼弯曲模态)示例。图8是观察到的两个特征频率最低的模态，分别为尾桁的弯曲模态(3.75Hz)和扭转模态(4.0Hz)。图8：尾桁的弯曲模态频率（3.75Hz）扭转模态频率（4Hz）图9是一阶对称(8Hz)和非对称(10.8Hz)机翼弯曲模态，我们注意到无人机的其余部分(机身、尾翼)几乎没有移动。图9：一阶对称(8Hz)和非对称(10.8Hz)机翼弯曲模态图10是机翼弯曲模态耦合尾桁弯曲(19Hz)、扭转(22Hz)模态，此时机身仍然没有移动。图10：机翼弯曲模态耦合尾桁弯曲(19Hz)、扭转(22Hz)模态图11是二阶对称机翼弯曲模态(24.5Hz)和一阶扭振模态(42Hz)。图11：二阶机翼弯曲模态(24.5Hz)和一阶扭振模态(42Hz)图12是一阶(15.25Hz)和二阶(27.25Hz)对称面内机翼弯曲模态。图12：一阶(15.25Hz)和二阶(27.25Hz)面内机翼弯曲模态图13：控制面板的次模态B.有载荷猎鹰无人机表2给出了在左翼下方附有载荷的MQ-5B猎鹰无人机的主模态和次模态(频率和振型描述)。在(0~100Hz)频率范围内我们观测到28个模态，其中19个为主模态，9个为次模态。9个次模态表现为3个襟翼、4个副翼和2个升降舵弯曲模态。表2：带有效载荷的MQ-5B猎鹰的模态特性模态特性对比除了少数机翼弯曲和扭转模态外，无载荷和有载荷无人机的大多数固有频率和相应的模态振型几乎相同(在试验误差范围内)。在这种情况下，左翼因下方的小载荷（约40kg）导致其弯曲模态(或扭转)的固有频率与右翼不同。因此，原始的机翼弯曲(或扭转)模态变成了频率稍有不同的模态对(模态分离)，其中一个模态具有较大（主导）的右翼响应，而另一个模态具有较大的左翼响应。到底是哪个模态具有较低的固有频率则取决于安装的有效载荷所起的作用，是像弹簧质量系统一样降低固有频率，还是起到加固边界来提高固有频率。在许多情况下，这种频率变化可能很小，以致于很难被观察到。表3显示的是MQ-5B无载荷和有载荷猎鹰无人机的主要结构模态特性(频率，描述)，其中箭头用来显示两种不同配置之间的关系。表3：无载荷和有载荷主模态的模态特性对比左侧为无载荷，右侧为有载荷研究发现，无人机因有载荷而产生了5个新的主要结构模态，其中2个是新模态，另外3个是分离模态。这2个新的主模态与相邻模态或邻近模态不相似，都有较大的左翼响应(见图14)。图14：无载荷无人机的一阶弯曲模态（13Hz）分离成(12.75Hz)和(14.25Hz)模态对一阶模态发生在25.5Hz，包含左翼扭转变形和轻微的副翼扭转变形。二阶模态发生在37.25Hz，该模态非常复杂，包括二阶机翼弯曲与一阶机翼扭转、控制面板弯曲和尾桁横向弯曲变形。13Hz处的无载荷无人机非对称机翼弯曲模态分离成12.75Hz和14.25Hz的模态对，本质上两处模态振型相同，但12.75Hz模态具有较大的右翼响应，而14.25Hz模态具有较大的左翼响应。参见图14。因此，我们可以看到，在左翼根处的附加载荷起到了边界条件作用，提高了左翼特征频率。再如，无载荷无人机的一阶机翼扭转模态42Hz，分离成40.25Hz和46.50Hz的扭转模态对，本质上两者模态振型相同，但40.25Hz模态具有较大的右翼响应，而46.50Hz模态具有较大的左翼响应。参见图15。图15：无载荷无人机的一阶机翼扭转模态42Hz，分离成40.25Hz和46.50Hz的扭转模态对最后，无载荷无人机的二阶机翼扭转模态93.75Hz，分离成92.75Hz和95.50Hz扭转模态对，本质上两者模态振型相同，但92.75Hz模态具有较大的右翼响应，而95.50Hz模态具有较大的左翼响应。参见图16。图16：无载荷无人机的二阶机翼扭转模态93.75Hz，分离成92.75Hz和95.50Hz扭转模态对总结与展望我们使用全场扫描式激光测振仪SLV，对诺斯罗普·格鲁曼公司的MQ-5B“猎鹰”无人机(UAV)进行了地面振动试验(GVT)，分别对两种配置进行测试：无载荷无人机和有载荷无人机（左翼下方附有40kg载荷）。通过使用软悬挂系统来模拟无人机（带约59kg燃油）稳定水平飞行，为所有电子设备和控制系统供电，并将控制面板设置为空挡。两个激振器分别置于无人机左、右翼尖处，在0~100Hz范围内（分辨率为0.25Hz）提供对称和非对称激励力信号，激出无人机整体振动模态。从SLV获取的1528个传递函数，用于确定有载荷和无载荷猎鹰无人机的模态特性（自然频率、振型）。在0~100Hz范围内，无负载无人机有20个模态，其中14个为主模态，6个次模态（控制面板）。加上负载以后，由于破坏了展弦方向的平衡性，导致共有28个模态（19个主模态，9个次模态）。这五个新的主要结构模态中有两个新模态，另外三个是现有模态的分离。这两个新的机翼模态中，其中之一主要是左翼的扭转模态（25.5Hz），另外一个（37.25Hz）是包含机翼弯曲、扭转、尾桁弯曲的复杂模态。这三个分离模态包括由无负载无人机一阶非对称弯曲模态（13Hz）分离出的(12.75Hz)和(14.25Hz)，由无负载无人机一阶扭转模态（42Hz）分离出的(40.25Hz)和(46.50Hz)，由无负载无人机二阶扭转模态（93.75Hz）分离出的(92.75Hz)和(95.5Hz)。
