錢(qián)自富，張慶軍，陳濤

典型機(jī)載設(shè)備加速振動(dòng)試驗(yàn)應(yīng)用方法研究

錢(qián)自富，張慶軍，陳濤

（四川九洲電器集團(tuán)有限責(zé)任公司，四川 綿陽(yáng) 621000）

為了提高加速振動(dòng)試驗(yàn)方法在高新軍用裝備中工程化應(yīng)用的準(zhǔn)確性和可操作性。由于在合理的加速等級(jí)下，較大的振動(dòng)能量可能導(dǎo)致試件局部振動(dòng)疲勞累積損傷機(jī)理發(fā)生改變，因此在傳統(tǒng)加速振動(dòng)試驗(yàn)中充分評(píng)估結(jié)構(gòu)試件的頻率響應(yīng)特性，得出一種修正的加速振動(dòng)試驗(yàn)方法。首先結(jié)合計(jì)算機(jī)輔助分析手段對(duì)試件進(jìn)行模態(tài)分析及頻率響應(yīng)分析，識(shí)別試件的薄弱部位。其次利用結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性測(cè)試手段，對(duì)薄弱部位的實(shí)測(cè)動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行分析，并對(duì)超出加速響應(yīng)限的加速度幅值進(jìn)行修正。以典型的機(jī)載設(shè)備結(jié)構(gòu)作為研究對(duì)象，將試件薄弱部位的頻率響應(yīng)幅值控制在合理的放大系數(shù)范圍內(nèi)，保證加速破壞機(jī)理的一致性，修改后加速振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果與長(zhǎng)周期正常等級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果特征一致。該方法符合國(guó)軍標(biāo)中振動(dòng)試驗(yàn)方法的有關(guān)規(guī)定，可在裝備研制過(guò)程中對(duì)設(shè)備結(jié)構(gòu)部件的加速振動(dòng)試驗(yàn)加以工程化應(yīng)用。

加速振動(dòng)試驗(yàn)；機(jī)載設(shè)備；電子設(shè)備

軍用裝備振動(dòng)試驗(yàn)的目的是使得裝備能夠承受壽命周期內(nèi)的振動(dòng)并能正常工作[1]，而對(duì)裝備采用加速試驗(yàn)技術(shù)則可以滿足產(chǎn)品快速研制、高可靠和長(zhǎng)壽命的需求。機(jī)載設(shè)備結(jié)構(gòu)的可靠性及疲勞壽命除了在設(shè)計(jì)階段進(jìn)行預(yù)估外，只能通過(guò)實(shí)驗(yàn)室環(huán)境的實(shí)驗(yàn)測(cè)試分析。為了提高設(shè)備實(shí)驗(yàn)室環(huán)境壽命試驗(yàn)的效率和經(jīng)濟(jì)性，需要對(duì)設(shè)備進(jìn)行等效加速振動(dòng)試驗(yàn)[2]。現(xiàn)有文獻(xiàn)對(duì)加速振動(dòng)試驗(yàn)的研究主要集中在加速因子的計(jì)算、加速環(huán)境的量級(jí)的等效性及尋找和改善產(chǎn)品薄弱部位的研究等方面[2-5]。國(guó)內(nèi)20世紀(jì)80年代已制定了適用于飛機(jī)機(jī)載設(shè)備、附件及結(jié)構(gòu)部件的加速振動(dòng)強(qiáng)度試驗(yàn)方法及標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)加速振動(dòng)試驗(yàn)量級(jí)進(jìn)行了規(guī)定[6]。美國(guó)國(guó)防部試驗(yàn)方法標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-810G對(duì)現(xiàn)代裝備的振動(dòng)加速試驗(yàn)量值和試驗(yàn)方法進(jìn)行了規(guī)定[7]。隨著軍用機(jī)載裝備外場(chǎng)環(huán)境可靠性需求程度以及現(xiàn)代裝備結(jié)構(gòu)復(fù)雜度的增加，上述文獻(xiàn)所研究的振動(dòng)加速試驗(yàn)方法及要求存在的缺陷逐漸突顯：復(fù)雜產(chǎn)品的等效加速量后振動(dòng)疲勞破壞機(jī)理可能發(fā)生改變；推薦的試驗(yàn)方法趨于保守，難以保證高新裝備研制試驗(yàn)的經(jīng)濟(jì)性；實(shí)際工程應(yīng)用難度高。

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)及測(cè)試技術(shù)的發(fā)展，新的試驗(yàn)手段和方法已經(jīng)層出不窮，如分頻段加權(quán)及分析[8-11]。文中結(jié)合軍用裝備的研制現(xiàn)狀，以典型機(jī)載設(shè)備為試驗(yàn)研究對(duì)象，在現(xiàn)有振動(dòng)加速理論、動(dòng)力學(xué)特性傳遞理論等基礎(chǔ)上，提出一種易于工程應(yīng)用的加速振動(dòng)試驗(yàn)方法，可從一定程度解決軍用裝備在工程研制階段遇到的典型振動(dòng)加速試驗(yàn)問(wèn)題。

1 理論依據(jù)

1.1 加速振動(dòng)試驗(yàn)必要理論條件

用加速振動(dòng)試驗(yàn)對(duì)試件結(jié)構(gòu)在振動(dòng)環(huán)境下的疲勞特性進(jìn)行評(píng)估的基本必要條件是：結(jié)構(gòu)的破壞特性具有累積損傷特性；結(jié)構(gòu)的薄弱部位在加速振動(dòng)環(huán)境下具有與一般振動(dòng)環(huán)境下相同的振動(dòng)破壞機(jī)理[4]。

1.2 振動(dòng)破壞機(jī)理

在外場(chǎng)振動(dòng)環(huán)境下，裝備的振動(dòng)破壞形式一般分為振動(dòng)疲勞破壞和振動(dòng)峰值破壞兩類[12]。振動(dòng)疲勞破壞是振動(dòng)應(yīng)力對(duì)試件的損傷累積到一定期望值時(shí)結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，此種破壞具有累積特性。振動(dòng)峰值破壞是由于振動(dòng)應(yīng)力值超過(guò)結(jié)構(gòu)能承受的某一閾值時(shí)發(fā)生的破壞，此種破壞具有即發(fā)性。

1.3 疲勞累積損傷理論

根據(jù)疲勞累積損傷理論，在振動(dòng)應(yīng)力作用下設(shè)備結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生一定量的損傷，當(dāng)損傷量達(dá)到一定值時(shí)，構(gòu)件將產(chǎn)生裂紋從而導(dǎo)致破壞[4]。這種疲勞損傷的累積是線性的，即不同量級(jí)的載荷使產(chǎn)品的增量損傷可以線性相加。振動(dòng)應(yīng)力下試件的累積損傷度表述為：

式中:n是應(yīng)力幅值為時(shí)的實(shí)際循環(huán)數(shù)，可用幅值概率密度函數(shù)表示；而N表示應(yīng)力幅值為時(shí)的破壞循環(huán)數(shù)，可由-曲線方程確定。一般情況下當(dāng)= 1時(shí)，構(gòu)件發(fā)生破壞，并由此獲得構(gòu)件發(fā)生破壞時(shí)的壽命時(shí)間。

1.4 動(dòng)態(tài)傳遞特性理論

在零初始條件下，系統(tǒng)在單位幅值輸入激勵(lì)的作用下產(chǎn)生的輸出幅值，稱為對(duì)應(yīng)于輸入()和輸出()的頻率響應(yīng)函數(shù)()，如圖1所示。

圖1 系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性

在單輸入單輸出(SISO)的情況下，系統(tǒng)的頻率響應(yīng)函數(shù)就是輸出、輸入的付氏變換的比值[12]。

利用頻率響應(yīng)函數(shù)的一致性，保證在加速振動(dòng)條件下，振動(dòng)試驗(yàn)量值準(zhǔn)確地傳遞到試件指定位置（薄弱部位），是確保振動(dòng)疲勞破壞機(jī)理不發(fā)生改變的重要方式。

2 加速振動(dòng)試驗(yàn)工程應(yīng)用方法

2.1 主要流程

目前加速振動(dòng)試驗(yàn)的一般過(guò)程如圖2所示，主要步驟包括：分析產(chǎn)品振動(dòng)失效機(jī)理，并明確產(chǎn)品失效過(guò)程滿足加速振動(dòng)條件，即振動(dòng)失效形式符合疲勞累積損傷特性，并假設(shè)加速后振動(dòng)破壞機(jī)理不會(huì)發(fā)生改變；根據(jù)優(yōu)選加速振動(dòng)模型（一般為Miner模型）計(jì)算加速因子，確定振動(dòng)加速級(jí)別，并擬合振動(dòng)加速試驗(yàn)譜線；根據(jù)產(chǎn)品特點(diǎn)擬定試驗(yàn)方案，包括預(yù)試驗(yàn)等；開(kāi)展加速振動(dòng)試驗(yàn)；根據(jù)威布爾分布對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行校驗(yàn)，并輸出試驗(yàn)結(jié)果。

圖2 一般加速振動(dòng)試驗(yàn)方法

2.2. 修正加速振動(dòng)試驗(yàn)方法

上述試驗(yàn)方法的基礎(chǔ)是假設(shè)參試系統(tǒng)振動(dòng)特性是線性的，且其振動(dòng)破壞機(jī)理未發(fā)生改變，未給出加速振動(dòng)后是否發(fā)生改變的評(píng)定方法和解決措施。上述方法對(duì)參試對(duì)象的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性沒(méi)有進(jìn)行詳細(xì)考察，對(duì)試驗(yàn)過(guò)程影響較大的薄弱部位未進(jìn)行振動(dòng)特性評(píng)估，這容易忽略加速振動(dòng)對(duì)參試系統(tǒng)振動(dòng)破壞機(jī)理的影響。

事實(shí)上，由于現(xiàn)代軍用電子產(chǎn)品綜合化程度比較高，屬于典型的非線性多自由度系統(tǒng)，其振動(dòng)響應(yīng)的非線性特征表現(xiàn)比較明顯。例如，共振檢查試驗(yàn)是常見(jiàn)的振動(dòng)試驗(yàn)，由于考慮到系統(tǒng)的非線性影響，文獻(xiàn)[13]要求，如試驗(yàn)譜密度小于0.05，共振檢查時(shí)的正弦振動(dòng)量值應(yīng)小于1；相應(yīng)地，試驗(yàn)譜密度在0.05~0.2時(shí)，為1.5，試驗(yàn)譜密度大于0.2時(shí)，取2。同理，在加速振動(dòng)試驗(yàn)中，也存在類似的非線性情況。以寬帶隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)的加速為例，當(dāng)垂直方向標(biāo)準(zhǔn)振動(dòng)輸入量值為1=1時(shí)，某參試系統(tǒng)的薄弱部位的振動(dòng)響應(yīng)量值為1h=2，其中包含一個(gè)共振點(diǎn)a，傳遞特性示意如圖3所示。進(jìn)行加速振動(dòng)時(shí)輸入量值為2=2時(shí)，參試系統(tǒng)的振動(dòng)響應(yīng)為2h=4.5，其中包含a，b兩個(gè)共振點(diǎn)，即隨著輸入振動(dòng)能量的增加，多自由度系統(tǒng)的頻率響應(yīng)特性會(huì)發(fā)生變化，響應(yīng)特性示意如圖4所示。

對(duì)比圖3和圖4可知，當(dāng)振動(dòng)l輸入量值由1增大到2時(shí)，參試系統(tǒng)有新的響應(yīng)特性被激發(fā)出來(lái)，同時(shí)響應(yīng)量值也并非由2變?yōu)?，而是變?yōu)?.5。由此可知，經(jīng)過(guò)加速振動(dòng)，該參試系統(tǒng)薄弱部位的疲勞破壞機(jī)理已發(fā)生改變，即參試產(chǎn)品在實(shí)際工作過(guò)程中本不會(huì)受共振頻率a點(diǎn)以外的其他共振頻率的影響，但加速振動(dòng)使其受到了來(lái)自于b點(diǎn)的諧振頻率影響。此種情況下的加速振動(dòng)試驗(yàn)未反映參試系統(tǒng)真實(shí)的破壞機(jī)理，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致加速振動(dòng)試驗(yàn)失去意義。因此需采用修正的加速振動(dòng)譜線消除b點(diǎn)對(duì)系統(tǒng)造成的不良影響，目前可行的修正方法是：對(duì)加速振動(dòng)輸入譜進(jìn)行局部修正，以將監(jiān)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)限制在預(yù)先規(guī)定的響應(yīng)限內(nèi)，即系統(tǒng)各頻段的響應(yīng)譜與標(biāo)準(zhǔn)響應(yīng)譜形狀相同。修正后的響應(yīng)特性如圖5所示。

圖3 初始響應(yīng)特性

圖4 加速后的響應(yīng)特性

圖5 修正后的頻率響應(yīng)特性

由于參試系統(tǒng)在，，三個(gè)軸向的振動(dòng)響應(yīng)特性均不相同，故上述加速振動(dòng)輸入譜應(yīng)在，，個(gè)軸向分別進(jìn)行修正。

綜上所述，結(jié)合現(xiàn)代計(jì)算機(jī)輔助分析（CAE）和振動(dòng)測(cè)試技術(shù)，對(duì)加速振動(dòng)試驗(yàn)方法的主要流程進(jìn)行了補(bǔ)充，如圖6所示。主要包括兩部分。

圖6 修正加速振動(dòng)試驗(yàn)方法

1）在分析產(chǎn)品振動(dòng)失效機(jī)理之前，結(jié)合CAE軟件先對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行薄弱部位分析，對(duì)薄弱部位所在零部件進(jìn)行模態(tài)測(cè)試，以充分評(píng)估加大振動(dòng)量值對(duì)產(chǎn)品薄弱部位振動(dòng)破壞機(jī)理的影響。

2）在確定振動(dòng)加速級(jí)別之后，按振動(dòng)量值對(duì)試件薄弱部位進(jìn)行頻率響應(yīng)特性分析，根據(jù)響應(yīng)特性對(duì)加速振動(dòng)譜線進(jìn)行修正，并按新量值重新計(jì)算加速振動(dòng)試驗(yàn)各項(xiàng)參數(shù)（加速系數(shù)、試驗(yàn)時(shí)間等）。

3 實(shí)例

3.1 機(jī)載設(shè)備機(jī)箱結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)

機(jī)載設(shè)備機(jī)箱（Air Transport Racking, ATR）是一種在現(xiàn)代軍機(jī)和民航飛機(jī)廣泛采用的結(jié)構(gòu)形式。由于現(xiàn)代軍機(jī)具有超高速、高機(jī)動(dòng)性、高復(fù)雜度等特性，ATR機(jī)箱的可靠性要求不斷提高。就振動(dòng)環(huán)境而言，ATR機(jī)箱不但要保證自身結(jié)構(gòu)在各頻段的隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境下足夠的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，在生命周期內(nèi)不產(chǎn)生振動(dòng)破壞，還要保證ATR機(jī)箱各零件的諧振頻率不會(huì)對(duì)ATR機(jī)箱內(nèi)部電子元器件產(chǎn)生附加破壞。典型的ATR機(jī)箱主要由功能模塊、箱體和安裝架等部分構(gòu)成，如圖7所示。

圖7 典型ATR機(jī)箱結(jié)構(gòu)組成

帶PCB的功能模塊固定在箱體內(nèi)，箱體通過(guò)緊定器及定位銷固定在安裝架上。由于緊定器和定位銷與安裝架存在微小間隙，安裝架不但要承受機(jī)載環(huán)境的振動(dòng)應(yīng)力，還要承受箱體的交變振動(dòng)應(yīng)力。在產(chǎn)品研制階段對(duì)ATR機(jī)箱進(jìn)行加速振動(dòng)試驗(yàn)，對(duì)ATR機(jī)箱的加速壽命試驗(yàn)及可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)具有積極的意義。文中以ATR機(jī)箱安裝架為例，對(duì)修正的加速振動(dòng)試驗(yàn)方法的主要過(guò)程進(jìn)行演示。

3.2 試驗(yàn)過(guò)程

3.2.1 確定損傷部位

在CAE環(huán)境下，利用模態(tài)疊加法對(duì)ATR試驗(yàn)件進(jìn)行有限元分析，如圖8所示。其中，模型簡(jiǎn)化以不影響試件結(jié)構(gòu)主要?jiǎng)恿μ匦詾闇?zhǔn)，盡量采用六面體單元網(wǎng)格。按照設(shè)備裝機(jī)狀態(tài)約束安裝架下方接觸面，并結(jié)合技術(shù)文件及GJB 150.16A施加噴氣式飛機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)對(duì)應(yīng)的隨機(jī)振動(dòng)載荷。經(jīng)分析安裝架的最大等效應(yīng)力位于出線盒下方鈑金件彎曲邊緣，將其定義為薄弱部位，進(jìn)一步分析可知其振動(dòng)破壞機(jī)理屬于疲勞累積損傷帶來(lái)的振動(dòng)破壞。薄弱部位識(shí)別一般對(duì)加速與否的隨機(jī)振動(dòng)載荷不敏感，故可任選其一作為載荷輸入。

圖8 CAE模型及薄弱部位應(yīng)力云圖

3.2.2 加速振動(dòng)頻率響應(yīng)分析

1）根據(jù)平臺(tái)給出的振動(dòng)條件及加速因子，確定加速振動(dòng)試驗(yàn)基本譜線。如圖9所示，圖9a為不加速振動(dòng)試驗(yàn)譜線，試驗(yàn)頻段為15~2000 Hz，加速度譜密度為0.04~0.0162/Hz；圖9b為加速振動(dòng)試驗(yàn)基本譜線，取隨機(jī)振動(dòng)加速倍數(shù)為2.14[10]，則對(duì)應(yīng)加速度譜密度值為0.0856~0.34242/Hz。

圖9 加速振動(dòng)試驗(yàn)譜線

2）對(duì)比試件在不加速和加速振動(dòng)環(huán)境下試點(diǎn)的振動(dòng)頻率響應(yīng)。如圖10a所示為不加速振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)試點(diǎn)位置的振動(dòng)頻率響應(yīng)譜，圖10b為加速振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)試點(diǎn)位置的振動(dòng)頻率響應(yīng)譜。雖然量級(jí)增大，兩者在頻域內(nèi)大部份頻段的響應(yīng)放大趨勢(shì)趨于一致，但在1250 Hz處出現(xiàn)了新的尖峰（諧振響應(yīng)），因此需要對(duì)加速振動(dòng)輸入譜線按前文所述方法進(jìn)行修正。

圖10 加速振動(dòng)試驗(yàn)響應(yīng)譜線對(duì)比

3）修正的加速振動(dòng)試驗(yàn)譜及其響應(yīng)譜。在圖9b基礎(chǔ)上，對(duì)新出現(xiàn)的諧振點(diǎn)的振動(dòng)量級(jí)進(jìn)微調(diào)，直至該點(diǎn)響應(yīng)幅值接近預(yù)期響應(yīng)放大幅值。主要有兩種微調(diào)方式：立體振動(dòng)夾具在800~2000 Hz出現(xiàn)諧振峰的概率較大，可優(yōu)化夾具剛度，排除夾具影響，此方法對(duì)已成型的夾具不易操作；調(diào)整諧振點(diǎn)的輸入控制分貝或譜密度，改變頻率響應(yīng)放大幅值。修正后的加速振動(dòng)試驗(yàn)譜及響應(yīng)譜如圖11及圖12所示。

圖11 修正的加速振動(dòng)試驗(yàn)譜

圖12 修正的加速振動(dòng)試驗(yàn)譜響應(yīng)譜線

3.2.3 加速振動(dòng)試驗(yàn)及效果分析

根據(jù)修正后試驗(yàn)量值的變化情況求解新的加速試驗(yàn)參數(shù)和時(shí)間，并繼續(xù)開(kāi)展試驗(yàn)，圖13為某模裝試件在振動(dòng)臺(tái)上的安裝示意圖。

圖13 試件安裝示意

預(yù)定試驗(yàn)時(shí)間結(jié)束后對(duì)試件進(jìn)行查看，如圖14所示，在安裝架彎角位置出現(xiàn)了振動(dòng)應(yīng)力累積損傷裂紋。

圖14 試件出現(xiàn)裂紋示意

對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析可得出如下結(jié)論：經(jīng)過(guò)加速振動(dòng)試驗(yàn)，試件在安裝架彎角處出現(xiàn)了疲勞裂紋，與CAE薄弱部位識(shí)別及正常振動(dòng)試驗(yàn)基本一致；修正后的加速振動(dòng)試驗(yàn)出現(xiàn)的疲勞裂紋直線長(zhǎng)度約為25 mm，與正常振動(dòng)試驗(yàn)裂紋長(zhǎng)度誤差約6%，對(duì)于多自由度系統(tǒng)，該結(jié)果已較為理想；通過(guò)過(guò)程監(jiān)控，發(fā)現(xiàn)薄弱部位出現(xiàn)初始裂紋位置及隨著試驗(yàn)進(jìn)程的擴(kuò)展路徑與正常振動(dòng)試驗(yàn)現(xiàn)象基本一致。綜上所述，基本確定修正后的加速振動(dòng)試驗(yàn)振動(dòng)疲勞破壞機(jī)理未發(fā)生改變，效果滿足預(yù)期效果。

4 結(jié)語(yǔ)

所述方法以典型的機(jī)載設(shè)備結(jié)構(gòu)作為研究對(duì)象，研究結(jié)果表明，在遵循傳統(tǒng)的加速振動(dòng)試驗(yàn)方法基本流程的基礎(chǔ)上，結(jié)合CAE手段能夠?qū)υ嚰∪醪课贿M(jìn)行精準(zhǔn)定位，結(jié)合動(dòng)力特性測(cè)試手段能夠?qū)ζx容限的振動(dòng)載荷進(jìn)行有效識(shí)別。借用國(guó)軍標(biāo)推薦的方法可將頻率響應(yīng)幅值控制在合理的放大系數(shù)范圍內(nèi)，試驗(yàn)過(guò)程可控，試驗(yàn)效果較為理想。整個(gè)方法的核心是保證復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng)在工程應(yīng)用環(huán)境下加速破壞機(jī)理的一致性，并對(duì)各環(huán)節(jié)風(fēng)險(xiǎn)加以識(shí)別和控制。

試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，該方法與正常振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果特征基本一致，該方法的工程化應(yīng)用可行性同時(shí)得到證明。文中的試驗(yàn)驗(yàn)證基于機(jī)載設(shè)備結(jié)構(gòu)件，基本思路符合GJB 150.16A的相關(guān)要求，故可用于裝備研制過(guò)程中的結(jié)構(gòu)部件的考核。若需將機(jī)載設(shè)備整機(jī)結(jié)構(gòu)、設(shè)備內(nèi)部電氣設(shè)備及元器件的加速振動(dòng)試驗(yàn)加以工程化應(yīng)用，建議輔以其他先進(jìn)方法進(jìn)行，必要時(shí)可對(duì)整機(jī)各薄弱部位分別采用上述方法進(jìn)行加速振動(dòng)試驗(yàn)，也可按其他具有包絡(luò)特性的方法進(jìn)行試驗(yàn)。

[1] GJB 150.16A—2009, 軍用裝備實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)方法: 第16 部分振動(dòng)試驗(yàn)[S].

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Application of Accelerated Vibration Test for Typical Airborne Equipment

QIAN Zi-fu, ZHANG Qing-jun, CHEN Tao

(Sichuan Jiuzhou Electric Group Co., Ltd, Mianyang 621000, China)

To improve accuracy and operability of accelerated vibration test method in high-tech military equipment.Under the reasonable acceleration level, large vibration energy may change the mechanism of local vibration fatigue cumulative damage; so a modified acceleration vibration test method was obtained after fully evaluation of the structural response of frequency response characteristics in traditional accelerated vibration test. Firstly, modal analysis and frequency response analysis of specimen were carried out by means of CAE to identify weak parts of the specimen. Secondly, dynamic characteristics of weak parts were analyzed by the structural dynamic characteristic test method. And the acceleration amplitude exceeding the acceleration response limit was corrected.With the typical airborne equipment structure as the research object, the frequency response amplitude of weak parts of specimen was controlled within the reasonable range of amplification coefficient. The consistency of the accelerated failure mechanism was ensured. After the modification, the result of acceleration vibration test and long period normal level vibration test were consistent.The method is consistent with relevant provisions of the national military standard. The engineering applications are suggested in accelerated vibration test, which is limited to the structural components in the equipment development process .

Typical Airborne Equipment; accelerate vibration test; electronic equipment

10.7643/ issn.1672-9242.2017.11.014

TJ01；TB534+.3

A

1672-9242(2017)11-0070-06

2017-07-19；

2017-08-09

錢(qián)自富（1983—），男，四川綿陽(yáng)人，碩士，工程師，主要研究方向?yàn)檐娪秒娮釉O(shè)備結(jié)構(gòu)強(qiáng)度優(yōu)化與試驗(yàn)方法、結(jié)構(gòu)總體設(shè)計(jì)等。