空空導彈發射裝置組合振動試驗方法研究

陳曉冬,杜向輝,徐寧

(1.空軍駐洛陽軍事代表室,河南洛陽471009;2.海軍駐洛陽航空軍事代表室,河南洛陽471009; 3.中國空空導彈研究院,河南洛陽471009)

空空導彈發射裝置組合振動試驗方法研究

陳曉冬1,杜向輝2,徐寧3

(1.空軍駐洛陽軍事代表室,河南洛陽471009;2.海軍駐洛陽航空軍事代表室,河南洛陽471009; 3.中國空空導彈研究院,河南洛陽471009)

摘.要.目的研究某空空導彈發射裝置組合振動試驗方法。方法通過振動環境試驗得到模擬彈體和發射裝置的振動響應特性,結合發射裝置的飛行狀態參數提出導彈發射裝置的飛行載荷模擬原則,根據振動特性和載荷設計組合振動試驗方法。結果實現了力學條件和振動聯合作用下發射裝置的振動環境試驗。結論采用疊加靜載的組合振動試驗技術對發射裝置組合振動進行了探討,更接近發射裝置的空中真實情況。

振動環境;響應特性;飛行載荷;組合振動

飛機外掛物在實際飛行過程中將承受多種復雜 環境條件的聯合作用,如氣動載荷、機動載荷、機械振動、沖擊、噪聲、溫度、濕度、低氣壓、鹽霧等。其中振動載荷嚴重影響到飛機外掛物結構的疲勞強度[1—2],同時產生的結構響應作為載荷輸入將影響到飛行器內部的結構和設備。由于振動載荷作用的重復性和持久性,加之振動環境本身的復雜性,使其成為環境條件中相當重要的一種。據有關資料介紹,由環境應力引起的破壞分布中,振動引起的問題占27%,航空渦輪發動機使用中的故障有40%以上與振動有關[3],導彈飛行中的所有故障和破壞有一半是因為振動造成的。振動環境試驗作為研究和再現振動對設備結構作用、考核設備結構耐振動環境能力的一種試驗方法,其原理是將振動臺的機械運動作用于設備,在設備的各結構元件上反映出的是位移、變形及機械應力,從而以失效或故障的形式暴露出設備結構設計上的缺陷。

同時,為滿足導彈武器系統的安全性要求,不造成人員、載機、設備的傷亡和損失,以及避免導彈從發射裝置上脫落,還需要保證發射裝置的結構強度[4—5]。靜力試驗和常規疲勞試驗是目前檢驗發射裝置結構強度的通用試驗手段[6]。

在機動性要求更高、結構承載形式不利的條件下,保證飛機飛行安全,并滿足長壽命、高可靠性、高生存力和好的維修性是先進飛機對結構強度提出的總體要求。先進飛機所具有的推力矢量發動機、大攻角機動過載、超音速巡航、高速下沉等特征,產生了先進飛機特有的非定常氣動載荷、大慣性載荷、高聲強噪聲載荷等,更易造成發射裝置結構的破壞。以往簡單地按單一力學條件實施試驗驗證,已不能滿足現代飛機的使用需求,須采用多力學條件下的試驗技術對發射裝置結構進行驗證。

1 某型發射裝置的振動響應特性試驗

1.1 試驗條件

采用寬帶隨機振動試驗方法,在試驗件的實際安裝方向(即垂向)進行振動試驗。試驗譜及量值如圖1所示,試驗時按-12,-10,-8,-6,-4,-2,0 dB逐級加載(每級對應的加速度軍方根值為1.30g, 1.64g,2.10g,2.67g,3.41g,4.27g,5.31g),每級載荷振動時間不低于5 min,并保存各測量點的響應曲線。

圖1 振動試驗譜Fig.1 Vibration test spectrum

1.2 試驗結果

分別在發射裝置前掛點、后掛點附近的試驗夾具上選取1個點作為控制點[7—8],在發射裝置、導彈上選取若干個點作為測量點,傳感器布置位置如圖2所示。按試驗條件進行試驗測試[9—10],試驗結果如圖3所示。

圖2 振動試驗中的傳感器布置Fig.2 Disposition of the sensors in the vibration test

圖3 各測點的測量值分布關系Fig.3 Relationship between test points of measure values distribution

1.3 結果討論

由圖3a可知,彈體上各測點的加速度響應量值隨激勵載荷的增加而增加,但彈體的個別響應小于激勵載荷。表明作為細長體的導彈彈體為一相對柔軟的彈性體,將部分輸入載荷吸收,使得響應量值有所減弱,對于響應增大的測點則為彈體的振動模態響應的結果。

由圖3b可知,發射裝置上的振動響應隨激勵載荷的增大而增大,靠近前后掛點的3個響應測點對輸入載荷的放大較小,而發射裝置的前端和后端出現顯著的增大,使得發射裝置表現為一個中間支持、兩端自由的雙懸臂梁特征。

綜合以上兩點,并與某飛行狀態中的發射裝置和導彈受載分析進行對比,可以看出:空中實際振動響應均值不為0,常規地面試驗中導彈和發射裝置的振動響應特性與空中實際狀態不一致,無法模擬實際載荷分布情況。應尋求一種新的試驗方式,以更好地對產品進行地面試驗考核。

2 綜合振動試驗

2.1 目的

為更加真實地考核空空導彈發射裝置在模擬飛行載荷條件下發射裝置的結構抗振動疲勞能力,開展靜載荷、振動載荷綜合作用下的地面振動試驗方法研究,以實現振動應力均值不為0的發射裝置振動耐久試驗,保障產品的安全性和可靠性。

2.2 發射裝置載荷分析

1)振動載荷。安裝在噴氣式飛機上的設備的振動環境主要來自4個方面:發動機噪聲對飛行器結構的激勵、沿飛行器結構外部的氣動擾流、炮擊重復脈沖壓力的激勵以及飛行器的機動飛行、氣動抖振、著陸、滑跑等引起的機體結構的振動。噴氣式飛機組合式外掛的振動環境主要有:正常掛飛和機動飛行。正常掛飛振動主要是在飛機攜帶下經受的振動;機動飛行振動主要是指飛機做高性能機動飛行時外掛上引起的振動,機動飛行時振動量值很高。

2)靜載荷。導彈及發射裝置所受靜載荷由氣動載荷與慣性載荷兩部分組成。根據某飛機飛行狀態中的發射裝置和導彈受載分析,氣動載荷中的一部分以靜載作用形式出現,而在過載飛行過程中慣性力也以靜載形式對結構連接點產生力和力矩作用。因此,實際飛行過程中發射裝置受到振動載荷和靜力載荷同時作用。

2.3 載荷的簡化

結合實際使用過程中氣動載荷和慣性載荷對機載外掛物的作用形式,將每次飛行過程中所產生的常規疲勞問題簡化成恒定載荷[11—12],并疊加作用于整個振動環境試驗之中。將其簡化為無靜載、中、高載荷量級等3種疊加靜載工況,靜載的作用時間按實際使用壽命時間等效到振動環境試驗中。

3 試驗方法

3.1 試驗載荷的模擬

試驗中的受試組件是指試驗樣品及連接試驗樣品和試驗夾具所組成的試驗組件,它們在實際飛行過程中受到振動和氣動、過載等載荷的作用。

試驗中的振動載荷由電磁振動臺提供。靜力載荷由橡皮繩和膠布帶、橡皮氣囊、加載板(支架)等來模擬。靜力載荷可根據載荷情況簡化為單點和多點靜載、均布靜載和分區域均布靜載等多種組合情況,同時根據其作用于試驗組件的位置分為內力試驗法和外力試驗法。

1)振動試驗系統對負載的要求。振動激勵載荷可利用垂直臺和水平滑臺實現產品三軸向的分別激勵。由于振動臺和水平滑臺有承載能力的限制,因此進行夾具設計時應考慮試驗夾具質量和質心對試驗的影響。為保護振動臺系統的正常工作,受試系統應滿足振動臺、水平滑臺的承載限制,即試驗夾具的質量應滿足:

式中:Fs為振動臺實際推力,N;mJ為夾具的質量,kg;mD為振動臺動圈的質量+滑臺的質量+試件的質量,kg;grm為控制點試驗譜的均方根加速度值, 1g=9.8 m/s2;M為試驗夾具和試驗樣品的質心對振動臺及其滑臺產生的力矩,N·m;Ms為振動臺抗彎矩能力,N·m。

2)振動環境的實現。利用數字式振動控制器的計算機終端設定并發出的振動試驗載荷譜(依據標準),給振動臺功率放大器形成驅動電流,從而使振動臺產生滿足要求的運動,并利用實時采集的加速度(或其他振動信號)反饋給振動控制器,以實現振動載荷的閉環控制。

3)靜載的模擬。發射裝置和導彈上所受到的氣動載荷及過載在地面試驗中可利用靜力載荷形式以其合適的加載裝置來模擬,橡皮繩、橡皮氣囊多被用于振動環境試驗中其他力學條件的模擬[13]。主要是這些加載工具對結構的動力學特性影響較小,同時施加載荷的方向、大小在試驗過程中基本保持不變,如圖4所示。

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

3.2 試驗樣品

空空導彈武器系統,包括發射裝置、導彈(或模擬彈)。

3.3 試驗夾具

進行靜載和振動載荷聯合加載試驗時,夾具設計應注意[14—15]:夾具應有足夠的剛度和強度,確保試驗正常進行;夾具與試件的安裝應模擬試驗件的安裝狀態和邊界條件;靜力加載裝置應根據載荷的類型(力、力矩)來設計;試驗樣品組件的重心(矩心)應滿足振動臺試驗系統的要求;夾具應便于試件的安裝和試驗參數的測量。此外,靜載作為試驗樣品組件內力的試驗方法適用于小構件或利用大型振動臺來試驗振動環境;當靜載為外力時,受振動臺系統的限制較少,夾具易設計且質量輕,但必須在試驗中采取反向平衡載荷(力F或力矩M)消除靜載荷對振動臺系統的影響。

總之,就空空導彈武器系統在靜力載荷作用下的振動環境試驗而言,對其在飛行過程中的受力情況進行分析可知,整個裝置存在單點靜力、單點彎曲力矩及翼面產生的彎曲力矩等多種形式的載荷,應采用外力施加法進行其振動環境試驗。

3.4 加載裝置

當試驗研究對象為細長體時,試驗夾具不僅要在保證振動臺的激勵真實地傳遞給受試構件,試件與夾具連接部位也應模擬其與飛機機體的連接形式和連接剛度。同時為滿足振動臺推力要求,夾具采用整體桁架鋼結構進行設計和加工,分別包括加載板(加載支架)、試件與機體連接的模擬件、靜力載荷的加載部件,所有加載方式的實施均在支持的夾具上完成,并按如圖5、圖6所示進行試驗夾具和加載裝置的設計、加工。

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

圖6 垂直內力和扭轉內力矩加載方式示意Fig 6 Loading method schematics of the vertical internal force and inner torque

圖5 、圖6中加載方式的說明如下所述。

1)膠布帶/橡皮繩:模擬飛行中的氣動力或機動飛行過程中的慣性過載,通過改變橡皮繩的規格或多種規格橡皮繩的組合實現載荷的正確施加。

2)帆布帶/重物:模擬翼面氣動載荷形成的對彈體的扭轉力矩,通過確定重物的質量實現載荷的正確施加,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 控制點的選擇

控制點應選取在發射裝置與夾具的連接點附近。

3.6 試驗軸向和持續時間

以振動時間作為總試驗時間,靜載作用時間按實際使用過程中出現頻次占其使用總壽命的比率等效到振動試驗中。

1)振動時間:按產品的標準和技術規范進行。

2)靜載作用時間:首先依據飛行任務剖面歸納發射裝置和空空導彈所受外力載荷嚴酷的階段和受載狀況,以及它們占總飛行時間的比率,依次確定在振動試驗中3種載荷的組合形式、大小及它們的作用時間。

3.7 試驗方法

根據發射裝置結構部件實際受載的特點,靜載條件應采用系統外力為主,并按需求設置系統內力,以減少受試系統的質量,選取垂直激勵方式實施,以實現力學條件和振動聯合作用下飛機結構的振動環境試驗。

試驗按照標準或規范要求的振動試驗要求進行。

4 結語

目前,疊加靜載的組合振動試驗技術已在多項飛機結構件的振動環境試驗中得到廣泛應用。其中多將部分氣動載荷和慣性載荷簡化為靜載,按飛行狀態等效為無靜載、中、高載荷量級等3種靜載工況,靜載的作用時間按實際使用壽命時間等效到振動環境試驗中。

機載外掛物在空中實際振動響應均值不為0,常規地面試驗中導彈和發射裝置的振動響應特性與空中實際狀態不一致,無法模擬實際載荷分布情況。對于發射裝置的組合振動試驗,應在上述方案基礎上進行廣泛深入的研究,以提出更為合理靜力施加方案,從而獲得更為有效振動考核試驗技術。

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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,河南濮陽人,碩士,工程師,主要研究方向為航空軍械。

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