陳曉冬,杜向輝,徐寧

(1.空軍駐洛陽(yáng)軍事代表室,河南洛陽(yáng)471009;2.海軍駐洛陽(yáng)航空軍事代表室,河南洛陽(yáng)471009; 3.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng)471009)

空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置組合振動(dòng)試驗(yàn)方法研究

陳曉冬1,杜向輝2,徐寧3

(1.空軍駐洛陽(yáng)軍事代表室,河南洛陽(yáng)471009;2.海軍駐洛陽(yáng)航空軍事代表室,河南洛陽(yáng)471009; 3.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng)471009)

摘.要.目的研究某空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置組合振動(dòng)試驗(yàn)方法。方法通過(guò)振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)得到模擬彈體和發(fā)射裝置的振動(dòng)響應(yīng)特性,結(jié)合發(fā)射裝置的飛行狀態(tài)參數(shù)提出導(dǎo)彈發(fā)射裝置的飛行載荷模擬原則,根據(jù)振動(dòng)特性和載荷設(shè)計(jì)組合振動(dòng)試驗(yàn)方法。結(jié)果實(shí)現(xiàn)了力學(xué)條件和振動(dòng)聯(lián)合作用下發(fā)射裝置的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)。結(jié)論采用疊加靜載的組合振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)對(duì)發(fā)射裝置組合振動(dòng)進(jìn)行了探討,更接近發(fā)射裝置的空中真實(shí)情況。

振動(dòng)環(huán)境;響應(yīng)特性;飛行載荷;組合振動(dòng)

飛機(jī)外掛物在實(shí)際飛行過(guò)程中將承受多種復(fù)雜 環(huán)境條件的聯(lián)合作用,如氣動(dòng)載荷、機(jī)動(dòng)載荷、機(jī)械振動(dòng)、沖擊、噪聲、溫度、濕度、低氣壓、鹽霧等。其中振動(dòng)載荷嚴(yán)重影響到飛機(jī)外掛物結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度[1—2],同時(shí)產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)響應(yīng)作為載荷輸入將影響到飛行器內(nèi)部的結(jié)構(gòu)和設(shè)備。由于振動(dòng)載荷作用的重復(fù)性和持久性,加之振動(dòng)環(huán)境本身的復(fù)雜性,使其成為環(huán)境條件中相當(dāng)重要的一種。據(jù)有關(guān)資料介紹,由環(huán)境應(yīng)力引起的破壞分布中,振動(dòng)引起的問(wèn)題占27%,航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)使用中的故障有40%以上與振動(dòng)有關(guān)[3],導(dǎo)彈飛行中的所有故障和破壞有一半是因?yàn)檎駝?dòng)造成的。振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)作為研究和再現(xiàn)振動(dòng)對(duì)設(shè)備結(jié)構(gòu)作用、考核設(shè)備結(jié)構(gòu)耐振動(dòng)環(huán)境能力的一種試驗(yàn)方法,其原理是將振動(dòng)臺(tái)的機(jī)械運(yùn)動(dòng)作用于設(shè)備,在設(shè)備的各結(jié)構(gòu)元件上反映出的是位移、變形及機(jī)械應(yīng)力,從而以失效或故障的形式暴露出設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上的缺陷。

同時(shí),為滿(mǎn)足導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的安全性要求,不造成人員、載機(jī)、設(shè)備的傷亡和損失,以及避免導(dǎo)彈從發(fā)射裝置上脫落,還需要保證發(fā)射裝置的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度[4—5]。靜力試驗(yàn)和常規(guī)疲勞試驗(yàn)是目前檢驗(yàn)發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的通用試驗(yàn)手段[6]。

在機(jī)動(dòng)性要求更高、結(jié)構(gòu)承載形式不利的條件下,保證飛機(jī)飛行安全,并滿(mǎn)足長(zhǎng)壽命、高可靠性、高生存力和好的維修性是先進(jìn)飛機(jī)對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度提出的總體要求。先進(jìn)飛機(jī)所具有的推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)、大攻角機(jī)動(dòng)過(guò)載、超音速巡航、高速下沉等特征,產(chǎn)生了先進(jìn)飛機(jī)特有的非定常氣動(dòng)載荷、大慣性載荷、高聲強(qiáng)噪聲載荷等,更易造成發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)的破壞。以往簡(jiǎn)單地按單一力學(xué)條件實(shí)施試驗(yàn)驗(yàn)證,已不能滿(mǎn)足現(xiàn)代飛機(jī)的使用需求,須采用多力學(xué)條件下的試驗(yàn)技術(shù)對(duì)發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)進(jìn)行驗(yàn)證。

1 某型發(fā)射裝置的振動(dòng)響應(yīng)特性試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)條件

采用寬帶隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)方法,在試驗(yàn)件的實(shí)際安裝方向(即垂向)進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)。試驗(yàn)譜及量值如圖1所示,試驗(yàn)時(shí)按-12,-10,-8,-6,-4,-2,0 dB逐級(jí)加載(每級(jí)對(duì)應(yīng)的加速度軍方根值為1.30g, 1.64g,2.10g,2.67g,3.41g,4.27g,5.31g),每級(jí)載荷振動(dòng)時(shí)間不低于5 min,并保存各測(cè)量點(diǎn)的響應(yīng)曲線(xiàn)。

圖1 振動(dòng)試驗(yàn)譜Fig.1 Vibration test spectrum

1.2 試驗(yàn)結(jié)果

分別在發(fā)射裝置前掛點(diǎn)、后掛點(diǎn)附近的試驗(yàn)夾具上選取1個(gè)點(diǎn)作為控制點(diǎn)[7—8],在發(fā)射裝置、導(dǎo)彈上選取若干個(gè)點(diǎn)作為測(cè)量點(diǎn),傳感器布置位置如圖2所示。按試驗(yàn)條件進(jìn)行試驗(yàn)測(cè)試[9—10],試驗(yàn)結(jié)果如圖3所示。

圖2 振動(dòng)試驗(yàn)中的傳感器布置Fig.2 Disposition of the sensors in the vibration test

圖3 各測(cè)點(diǎn)的測(cè)量值分布關(guān)系Fig.3 Relationship between test points of measure values distribution

1.3 結(jié)果討論

由圖3a可知,彈體上各測(cè)點(diǎn)的加速度響應(yīng)量值隨激勵(lì)載荷的增加而增加,但彈體的個(gè)別響應(yīng)小于激勵(lì)載荷。表明作為細(xì)長(zhǎng)體的導(dǎo)彈彈體為一相對(duì)柔軟的彈性體,將部分輸入載荷吸收,使得響應(yīng)量值有所減弱,對(duì)于響應(yīng)增大的測(cè)點(diǎn)則為彈體的振動(dòng)模態(tài)響應(yīng)的結(jié)果。

由圖3b可知,發(fā)射裝置上的振動(dòng)響應(yīng)隨激勵(lì)載荷的增大而增大,靠近前后掛點(diǎn)的3個(gè)響應(yīng)測(cè)點(diǎn)對(duì)輸入載荷的放大較小,而發(fā)射裝置的前端和后端出現(xiàn)顯著的增大,使得發(fā)射裝置表現(xiàn)為一個(gè)中間支持、兩端自由的雙懸臂梁特征。

綜合以上兩點(diǎn),并與某飛行狀態(tài)中的發(fā)射裝置和導(dǎo)彈受載分析進(jìn)行對(duì)比,可以看出:空中實(shí)際振動(dòng)響應(yīng)均值不為0,常規(guī)地面試驗(yàn)中導(dǎo)彈和發(fā)射裝置的振動(dòng)響應(yīng)特性與空中實(shí)際狀態(tài)不一致,無(wú)法模擬實(shí)際載荷分布情況。應(yīng)尋求一種新的試驗(yàn)方式,以更好地對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行地面試驗(yàn)考核。

2 綜合振動(dòng)試驗(yàn)

2.1 目的

為更加真實(shí)地考核空空導(dǎo)彈發(fā)射裝置在模擬飛行載荷條件下發(fā)射裝置的結(jié)構(gòu)抗振動(dòng)疲勞能力,開(kāi)展靜載荷、振動(dòng)載荷綜合作用下的地面振動(dòng)試驗(yàn)方法研究,以實(shí)現(xiàn)振動(dòng)應(yīng)力均值不為0的發(fā)射裝置振動(dòng)耐久試驗(yàn),保障產(chǎn)品的安全性和可靠性。

2.2 發(fā)射裝置載荷分析

1)振動(dòng)載荷。安裝在噴氣式飛機(jī)上的設(shè)備的振動(dòng)環(huán)境主要來(lái)自4個(gè)方面:發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)的激勵(lì)、沿飛行器結(jié)構(gòu)外部的氣動(dòng)擾流、炮擊重復(fù)脈沖壓力的激勵(lì)以及飛行器的機(jī)動(dòng)飛行、氣動(dòng)抖振、著陸、滑跑等引起的機(jī)體結(jié)構(gòu)的振動(dòng)。噴氣式飛機(jī)組合式外掛的振動(dòng)環(huán)境主要有:正常掛飛和機(jī)動(dòng)飛行。正常掛飛振動(dòng)主要是在飛機(jī)攜帶下經(jīng)受的振動(dòng);機(jī)動(dòng)飛行振動(dòng)主要是指飛機(jī)做高性能機(jī)動(dòng)飛行時(shí)外掛上引起的振動(dòng),機(jī)動(dòng)飛行時(shí)振動(dòng)量值很高。

2)靜載荷。導(dǎo)彈及發(fā)射裝置所受靜載荷由氣動(dòng)載荷與慣性載荷兩部分組成。根據(jù)某飛機(jī)飛行狀態(tài)中的發(fā)射裝置和導(dǎo)彈受載分析,氣動(dòng)載荷中的一部分以靜載作用形式出現(xiàn),而在過(guò)載飛行過(guò)程中慣性力也以靜載形式對(duì)結(jié)構(gòu)連接點(diǎn)產(chǎn)生力和力矩作用。因此,實(shí)際飛行過(guò)程中發(fā)射裝置受到振動(dòng)載荷和靜力載荷同時(shí)作用。

2.3 載荷的簡(jiǎn)化

結(jié)合實(shí)際使用過(guò)程中氣動(dòng)載荷和慣性載荷對(duì)機(jī)載外掛物的作用形式,將每次飛行過(guò)程中所產(chǎn)生的常規(guī)疲勞問(wèn)題簡(jiǎn)化成恒定載荷[11—12],并疊加作用于整個(gè)振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)之中。將其簡(jiǎn)化為無(wú)靜載、中、高載荷量級(jí)等3種疊加靜載工況,靜載的作用時(shí)間按實(shí)際使用壽命時(shí)間等效到振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)中。

3 試驗(yàn)方法

3.1 試驗(yàn)載荷的模擬

試驗(yàn)中的受試組件是指試驗(yàn)樣品及連接試驗(yàn)樣品和試驗(yàn)夾具所組成的試驗(yàn)組件,它們?cè)趯?shí)際飛行過(guò)程中受到振動(dòng)和氣動(dòng)、過(guò)載等載荷的作用。

試驗(yàn)中的振動(dòng)載荷由電磁振動(dòng)臺(tái)提供。靜力載荷由橡皮繩和膠布帶、橡皮氣囊、加載板(支架)等來(lái)模擬。靜力載荷可根據(jù)載荷情況簡(jiǎn)化為單點(diǎn)和多點(diǎn)靜載、均布靜載和分區(qū)域均布靜載等多種組合情況,同時(shí)根據(jù)其作用于試驗(yàn)組件的位置分為內(nèi)力試驗(yàn)法和外力試驗(yàn)法。

1)振動(dòng)試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)負(fù)載的要求。振動(dòng)激勵(lì)載荷可利用垂直臺(tái)和水平滑臺(tái)實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品三軸向的分別激勵(lì)。由于振動(dòng)臺(tái)和水平滑臺(tái)有承載能力的限制,因此進(jìn)行夾具設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮試驗(yàn)夾具質(zhì)量和質(zhì)心對(duì)試驗(yàn)的影響。為保護(hù)振動(dòng)臺(tái)系統(tǒng)的正常工作,受試系統(tǒng)應(yīng)滿(mǎn)足振動(dòng)臺(tái)、水平滑臺(tái)的承載限制,即試驗(yàn)夾具的質(zhì)量應(yīng)滿(mǎn)足:

式中:Fs為振動(dòng)臺(tái)實(shí)際推力,N;mJ為夾具的質(zhì)量,kg;mD為振動(dòng)臺(tái)動(dòng)圈的質(zhì)量+滑臺(tái)的質(zhì)量+試件的質(zhì)量,kg;grm為控制點(diǎn)試驗(yàn)譜的均方根加速度值, 1g=9.8 m/s2;M為試驗(yàn)夾具和試驗(yàn)樣品的質(zhì)心對(duì)振動(dòng)臺(tái)及其滑臺(tái)產(chǎn)生的力矩,N·m;Ms為振動(dòng)臺(tái)抗彎矩能力,N·m。

2)振動(dòng)環(huán)境的實(shí)現(xiàn)。利用數(shù)字式振動(dòng)控制器的計(jì)算機(jī)終端設(shè)定并發(fā)出的振動(dòng)試驗(yàn)載荷譜(依據(jù)標(biāo)準(zhǔn)),給振動(dòng)臺(tái)功率放大器形成驅(qū)動(dòng)電流,從而使振動(dòng)臺(tái)產(chǎn)生滿(mǎn)足要求的運(yùn)動(dòng),并利用實(shí)時(shí)采集的加速度(或其他振動(dòng)信號(hào))反饋給振動(dòng)控制器,以實(shí)現(xiàn)振動(dòng)載荷的閉環(huán)控制。

3)靜載的模擬。發(fā)射裝置和導(dǎo)彈上所受到的氣動(dòng)載荷及過(guò)載在地面試驗(yàn)中可利用靜力載荷形式以其合適的加載裝置來(lái)模擬,橡皮繩、橡皮氣囊多被用于振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)中其他力學(xué)條件的模擬[13]。主要是這些加載工具對(duì)結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性影響較小,同時(shí)施加載荷的方向、大小在試驗(yàn)過(guò)程中基本保持不變,如圖4所示。

圖4 橡皮繩伸長(zhǎng)量與外載的關(guān)系示意Fig.4 Relationship between elongation of elastic rope and external load

3.2 試驗(yàn)樣品

空空導(dǎo)彈武器系統(tǒng),包括發(fā)射裝置、導(dǎo)彈(或模擬彈)。

3.3 試驗(yàn)夾具

進(jìn)行靜載和振動(dòng)載荷聯(lián)合加載試驗(yàn)時(shí),夾具設(shè)計(jì)應(yīng)注意[14—15]:夾具應(yīng)有足夠的剛度和強(qiáng)度,確保試驗(yàn)正常進(jìn)行;夾具與試件的安裝應(yīng)模擬試驗(yàn)件的安裝狀態(tài)和邊界條件;靜力加載裝置應(yīng)根據(jù)載荷的類(lèi)型(力、力矩)來(lái)設(shè)計(jì);試驗(yàn)樣品組件的重心(矩心)應(yīng)滿(mǎn)足振動(dòng)臺(tái)試驗(yàn)系統(tǒng)的要求;夾具應(yīng)便于試件的安裝和試驗(yàn)參數(shù)的測(cè)量。此外,靜載作為試驗(yàn)樣品組件內(nèi)力的試驗(yàn)方法適用于小構(gòu)件或利用大型振動(dòng)臺(tái)來(lái)試驗(yàn)振動(dòng)環(huán)境;當(dāng)靜載為外力時(shí),受振動(dòng)臺(tái)系統(tǒng)的限制較少,夾具易設(shè)計(jì)且質(zhì)量輕,但必須在試驗(yàn)中采取反向平衡載荷(力F或力矩M)消除靜載荷對(duì)振動(dòng)臺(tái)系統(tǒng)的影響。

總之,就空空導(dǎo)彈武器系統(tǒng)在靜力載荷作用下的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)而言,對(duì)其在飛行過(guò)程中的受力情況進(jìn)行分析可知,整個(gè)裝置存在單點(diǎn)靜力、單點(diǎn)彎曲力矩及翼面產(chǎn)生的彎曲力矩等多種形式的載荷,應(yīng)采用外力施加法進(jìn)行其振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)。

3.4 加載裝置

當(dāng)試驗(yàn)研究對(duì)象為細(xì)長(zhǎng)體時(shí),試驗(yàn)夾具不僅要在保證振動(dòng)臺(tái)的激勵(lì)真實(shí)地傳遞給受試構(gòu)件,試件與夾具連接部位也應(yīng)模擬其與飛機(jī)機(jī)體的連接形式和連接剛度。同時(shí)為滿(mǎn)足振動(dòng)臺(tái)推力要求,夾具采用整體桁架鋼結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)和加工,分別包括加載板(加載支架)、試件與機(jī)體連接的模擬件、靜力載荷的加載部件,所有加載方式的實(shí)施均在支持的夾具上完成,并按如圖5、圖6所示進(jìn)行試驗(yàn)夾具和加載裝置的設(shè)計(jì)、加工。

圖5 側(cè)向外力加載方式示意Fig.5 Loading method schematics of the lateral external stress

圖6 垂直內(nèi)力和扭轉(zhuǎn)內(nèi)力矩加載方式示意Fig 6 Loading method schematics of the vertical internal force and inner torque

圖5 、圖6中加載方式的說(shuō)明如下所述。

1)膠布帶/橡皮繩:模擬飛行中的氣動(dòng)力或機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中的慣性過(guò)載,通過(guò)改變橡皮繩的規(guī)格或多種規(guī)格橡皮繩的組合實(shí)現(xiàn)載荷的正確施加。

2)帆布帶/重物:模擬翼面氣動(dòng)載荷形成的對(duì)彈體的扭轉(zhuǎn)力矩,通過(guò)確定重物的質(zhì)量實(shí)現(xiàn)載荷的正確施加,需在夾具上利用橡皮繩施加反向平衡力矩。

3)橡皮繩/手動(dòng)葫蘆:模擬飛行中試樣受到的彎矩載荷,另需在夾具上利用橡皮繩施加反向平衡力矩。

3.5 控制點(diǎn)的選擇

控制點(diǎn)應(yīng)選取在發(fā)射裝置與夾具的連接點(diǎn)附近。

3.6 試驗(yàn)軸向和持續(xù)時(shí)間

以振動(dòng)時(shí)間作為總試驗(yàn)時(shí)間,靜載作用時(shí)間按實(shí)際使用過(guò)程中出現(xiàn)頻次占其使用總壽命的比率等效到振動(dòng)試驗(yàn)中。

1)振動(dòng)時(shí)間:按產(chǎn)品的標(biāo)準(zhǔn)和技術(shù)規(guī)范進(jìn)行。

2)靜載作用時(shí)間:首先依據(jù)飛行任務(wù)剖面歸納發(fā)射裝置和空空導(dǎo)彈所受外力載荷嚴(yán)酷的階段和受載狀況,以及它們占總飛行時(shí)間的比率,依次確定在振動(dòng)試驗(yàn)中3種載荷的組合形式、大小及它們的作用時(shí)間。

3.7 試驗(yàn)方法

根據(jù)發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)部件實(shí)際受載的特點(diǎn),靜載條件應(yīng)采用系統(tǒng)外力為主,并按需求設(shè)置系統(tǒng)內(nèi)力,以減少受試系統(tǒng)的質(zhì)量,選取垂直激勵(lì)方式實(shí)施,以實(shí)現(xiàn)力學(xué)條件和振動(dòng)聯(lián)合作用下飛機(jī)結(jié)構(gòu)的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)。

試驗(yàn)按照標(biāo)準(zhǔn)或規(guī)范要求的振動(dòng)試驗(yàn)要求進(jìn)行。

4 結(jié)語(yǔ)

目前,疊加靜載的組合振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)已在多項(xiàng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)中得到廣泛應(yīng)用。其中多將部分氣動(dòng)載荷和慣性載荷簡(jiǎn)化為靜載,按飛行狀態(tài)等效為無(wú)靜載、中、高載荷量級(jí)等3種靜載工況,靜載的作用時(shí)間按實(shí)際使用壽命時(shí)間等效到振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)中。

機(jī)載外掛物在空中實(shí)際振動(dòng)響應(yīng)均值不為0,常規(guī)地面試驗(yàn)中導(dǎo)彈和發(fā)射裝置的振動(dòng)響應(yīng)特性與空中實(shí)際狀態(tài)不一致,無(wú)法模擬實(shí)際載荷分布情況。對(duì)于發(fā)射裝置的組合振動(dòng)試驗(yàn),應(yīng)在上述方案基礎(chǔ)上進(jìn)行廣泛深入的研究,以提出更為合理靜力施加方案,從而獲得更為有效振動(dòng)考核試驗(yàn)技術(shù)。

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Research on Combined Vibration Test Method for the Launcher Equipment of Airborne Missile

CHEN Xiao-dong1,DU Xiang-hui2,XU Ning3

(1.Air Force Stationed in Luoyang Military Representative Office,Luoyang 471009,China; 2.Naval Aviation Military Representative Office in Luoyang,Luoyang 471009,China; 3.China Research Institute of Air-To-Air Missiles,Luoyang 471009,China)

Objective To study the vibration test method for the launcher equipment of airborne missile.Methods Based on the vibration environment test,the dynamical responses characteristics of structures on the launch equipment and the dummy missile were gained.Through comparing the characteristics with the flight data,a simulation principle of flight loading was developed.A new combined vibration test method was proposed according to the vibration characteristics and flight loading.Results The vibration environment test of the launcher under the combined effects of mechanical condition and vibration was realized.Conclusion In the paper,the vibration test technology using the superposition of static loads for launcher was discussed,which was closer to the air working condition of the launcher.

vibration environment;responses characteristics;flight loading;combined vibration

10.7643/issn.1672-9242.2014.06.026

TJ762.23

:A

1672-9242(2014)06-0153-06

2014-09-14;

2014-10-15

Received:2014-09-14;Revised:2014-10-15

陳曉冬(1979—),男,河南濮陽(yáng)人,碩士,工程師,主要研究方向?yàn)楹娇哲娦怠?/p>

Biography:CHEN Xiao-dong(1979—),Male,from Puyang,Henan,Master,Engineer,Research focus:aviation ordnance.