固定翼飛機外掛物著陸沖擊響應譜研究

雷曉波, 張強, 張永峰

（中國飛行試驗研究院 發動機所, 陜西 西安 710089）

固定翼飛機外掛物著陸沖擊響應譜研究

雷曉波, 張強, 張永峰

（中國飛行試驗研究院 發動機所, 陜西 西安 710089）

基于沖擊響應譜理論,對固定翼飛機著陸時刻外掛構型沖擊信號進行了分析,得到了著陸狀態沖擊振動的特性;利用均值和方差概念,建立了沖擊響應譜評估公式,得到了適用于沖擊試驗和結構動力學設計的沖擊響應譜包絡曲線。分析結果表明:不同著陸姿態所對應的沖擊響應譜曲線走勢基本一致,但不同姿態所對應的沖擊譜放大系數差異較大;同一構件的不同位置沖擊響應曲線走勢相差很大,不具有相似性。該結論為外掛構型的沖擊試驗和外掛構型內部設備的減振防沖擊設計提供了重要依據。

固定翼飛機外掛物; 著陸沖擊; 沖擊響應譜; 減振防沖擊

0 引言

隨著現代運輸機載重量的日益增大,以及戰斗機對短距起降性能的高要求,固定翼飛機外掛物在著陸時將面臨越來越嚴峻的沖擊載荷[1],沖擊往往會激起機載設備和飛機構型數秒的衰減振動和固有的頻率響應,使飛機及其機載設備結構及功能受到不同程度的損害甚至失效[2-3],進而影響飛機的安全和戰斗力。因此分析飛機外掛物著陸沖擊特性,針對受沖擊載荷影響大的部件采取減振防沖擊策略,直接關系到機載設備的結構完整性和功能可靠性。根據GJB150.18A-2009沖擊試驗部分的規定,機載設備需要進行相關的沖擊試驗。但到目前為止，在飛機機載設備上所開展的沖擊試驗主要采用以半正弦、三角波脈沖波形為激勵源,而實際沖擊波是很復雜的,傳統沖擊試驗并不能很好地反映實際沖擊的特性,而采用實測得到的沖擊響應譜分析能夠較真實地模擬系統所受的真實沖擊環境,而且能夠很好地解決經典波形試驗造成的過沖擊危險[4]。對于工程設計人員來說,通過沖擊響應譜的分析,可以對設備各部件所承受的最大動載荷有比較準確的把握,從而為產品的減振防沖擊設計提供準確的工程數據[5-6]。

本文基于沖擊響應譜方法，對某型固定翼飛機外掛構型著陸時刻外掛構型的沖擊信號進行了分析,得到了該外掛構型的沖擊特性,為以后外掛構型的結構改進、機載設備的減振防沖擊設計及沖擊試驗提供了真實的數據依據。

1 飛機著陸沖擊過程

飛機著陸過程首先是一瞬態沖擊過程,緊接著是持續時間約2 s的衰減振動[1]。沖擊過程可以用衰減振動理論來解釋。著陸狀態是固定翼飛機飛行過程中載荷最為復雜的階段,在主起落架觸地瞬間到前起落架觸地數秒的過程中,除了作用在飛機上的氣動力、發動機推力及側風帶來的附加側向力外,還有地面撞擊力、不對稱著陸造成的側向附加滾轉力矩及起落架非線性氣液減振過程。這些因素將會影響衰減振動模型中的剛度系數、阻尼系數以及瞬態沖擊力,建立理論模型來分析機載設備及外掛構型在著陸過程中的沖擊特性是很困難的。隨著沖擊測控技術的發展,利用沖擊響應譜方法分析研究外掛構型的沖擊特性具有準確、靈活的特點。

2 加速度沖擊響應譜模型

一個實際的物理系統可以分解為多個不同的單自由度系統。一系列單自由度振動系統在沖擊激勵函數的作用下,它們的沖擊響應最大值與系統固有頻率之間的關系定義為沖擊激勵函數的沖擊響應譜,簡稱沖擊譜。最大沖擊響應譜是取主譜與剩余譜之間的最大組合而成的。在工程實際中,大多采用最大沖擊響應譜。單自由度振動沖擊系統的模型如圖1所示。

圖1 單自由度系統動力學模型Fig.1 Dynamic model of single degree of freedom system

在工程中絕大多數輸入的沖擊以加速度的形式測量。當基座受到外界激勵時,質量塊M的動力學方程為:

（1）

式中:y為質量塊的絕對位移;x為基座的位移。當輸出量為質量塊的絕對加速度時,則有:

（2）

（3）

在此y（s）輸出的是與x（s）對應的加速度信號。

斜波響應不變法因其計算精度高、計算速度快等優點,成為計算沖擊響應譜的主流算法。從建立模型到最終求解出數字濾波器系數,需要經過下列變換[7-8]:對傳遞函數G（s）進行逆拉普拉斯變換,求得斜波響應函數u（t）的表達式;對斜波響應函數離散化,求得離散系統的斜波響應函數u（n）;對u（n）進行Z變換,求得離散系統濾波器的系統函數,得到數字濾波器的系數。其中斜波函數為:

u（t）=A（t-mT）u（t-mT）

（4）

對應的Z變換傳遞函數為:

（5）

根據式（3）～式（5）可得到加速度沖擊譜濾波器函數為:

（6）

其中:

D0=1-Esin（ωdΔt）/（ωdΔt）

D1=2（Esin（ωdΔt）-C）

D2=E2-Esin（ωdΔt）/（ωdΔt）

C=Ecos（ωdΔt）

E=e-ξωnΔt

3 外掛構型著陸沖擊響應譜分析

外掛構型殼體前部和尾部各布置了兩支沖擊加速度傳感器,分別測量對應位置處法向和縱向的沖擊信號。

圖2為著陸時刻尾部縱向沖擊波形及對應的沖擊譜響應曲線。沖擊譜中的加速度放大系數C是指在沖擊力的作用下,某一頻率對應的加速度峰值P與沖擊信號峰值A之比,即C=P/A。

圖2 外掛構型尾部縱向沖擊波形和沖擊譜Fig.2 Longitudinal shock wave and SRS at the end of the external stores

3.1 不同架次著陸沖擊響應譜對比

圖3為前部法向的沖擊譜對比圖。由圖中曲線走勢可以看出,4個架次的曲線走勢基本上一致,都會在某一個頻率值附近出現極大值;前部法向在100Hz以下時加速度放大系數小于1.5,在100～3 000 Hz頻率范圍內沖擊譜曲線變化較復雜,會出現322 Hz,812 Hz,1 149 Hz及1 824 Hz共4個較大的峰值,曲線也反映出沖擊譜放大系數變化很大。考慮放大系數大于2的曲線段,結合曲線不難發現:除過個別頻率點外,可以發現3#架次沖擊譜放大系數較其他3個架次都要大。通過對著陸姿態參數進行分析可知,3#架次下沉率大、著陸速度大、著陸質量大以及著陸迎角大，這些因素綜合起來是導致其高頻段放大系數大的主要原因,如何定量分析沖擊譜放大系數與飛參之間的關系后續還需進一步分析。

圖3 不同架次前部法向沖擊譜對比圖Fig.3 The front normal shock spectrums for different sorties

3.2 同一方向不同位置沖擊響應譜對比

圖4為3#架次著陸外掛構型前部法向和尾部法向沖擊響應譜曲線。由圖可以看出,前部和尾部法向沖擊譜曲線走勢差異很大。前部法向曲線走勢較復雜,在10～100 Hz的低頻段范圍內放大系數較小,曲線較平穩,而在200～2 000 Hz的中高頻段內,曲線波動復雜,起伏較大,大致存在3個放大系數較大的頻率點。尾部法向沖擊譜曲線類似于共振曲線,在10～400 Hz范圍內放大系數都小于1,而在300～1 000 Hz頻段內放大系數隨頻率先急劇增大到最大值而后迅速減小。外掛構型尾部內部的設備如果其固有頻率落在400～700 Hz范圍內,則需要對其在反復沖擊下的沖擊損傷及功能可靠性加以嚴格的評估分析,如有必要應采取減振防沖擊措施,以減輕沖擊對設備的損傷。

圖4 外掛構型不同位置法向沖擊譜對比圖Fig.4 Normal SRS comparison at different positions of external stores

3.3 沖擊響應包絡譜

考慮到著陸沖擊譜曲線趨勢的一致性,以及不同架次沖擊譜放大系數的較大波動性,必須對著陸所得到的沖擊譜進行歸納總結,得到符合實際的沖擊譜,判定外掛構型內置設備的抗沖擊能力,以此為結果對產品進行沖擊試驗。

本文認為在符合飛機著陸參數要求范圍內,不同飛參對應的沖擊譜曲線符合平均分布。根據數理統計知識,對所有20個架次對應的沖擊譜進行如下處理,設某一架次所對應的沖擊譜為Ri（f）,則評估用的沖擊譜為:

（7）

式中:k為功率譜密度函數,在此取平均分布的密度值;S（f）為Ri（f）的標準方差。

根據式（7）可以得到該外掛構型在著陸時前部法向沖擊譜曲線,如圖5所示。

圖5 前部法向沖擊響應譜評估曲線Fig.5 Evaluation of the front normal shock response spectrum

由圖可知,在10～600 Hz低中頻范圍內沖擊譜放大系數小于1.5,該頻段內受著陸沖擊影響較小;在600～2 000 Hz頻段內沖擊譜曲線變化復雜,出現了812 Hz,1 149 Hz,1 824 Hz共3個較大的峰值,其中最大峰值達到4.8。對于外掛構型內置設備而言,其固有頻率需要避開這3個峰值頻率附近的頻段,以避免內置設備在反復的沖擊載荷下出現累積應力損傷;在2 000～10 000 Hz高頻端內沖擊放大系數較小,說明著陸沖擊對固有頻率處在該頻段內的設備影響較小。

4 結論

通過對飛機外掛構型在著陸狀態沖擊信號進行響應譜分析,可以得出以下結論:

（1） 不同著陸狀態的沖擊譜曲線走勢具有相似性,但不同的著陸速度、迎角、下降率等飛參對沖擊譜放大系數影響較大,如何建立著陸飛參與沖擊譜之間的模型還有待解決。

（2） 同一結構上的不同位置,在受到相同的沖擊作用時,其對應的沖擊譜曲線差別很大,內置設備的沖擊試驗和減振防沖擊設計需要依據該安裝位置的沖擊響應譜曲線作為依據。

此外,本文還利用均值方差的概念得出了沖擊響應譜評估公式,利用該公式可以對多次沖擊試驗數據做出合理的歸納總結,從而為外掛構型進行沖擊試驗提供最真實的沖擊數據,并為外掛構型固有頻率調整與結構再設計、外掛構型內部設備的減振與抗沖擊設計提供工程數據。

[1] 魏小輝,聶宏.基于降落區概念的飛機起落架著陸動力學分析[J].航空學報,2005,26（1）:8-12.

[2] 王禮立.余同希,李永池.沖擊動力學進展[M].合肥:中國科學技術大學出版社,1992:31-40.

[3] 余同希.沖擊載荷下材料和結構的響應[J].力學進展,1997,27（2）:276-280.

[4] 王翠榮,施廣富,郭軍.固體火箭發動機沖擊信號響應譜分析[J].固體火箭技術,2003,26（2）:57-60.

[5] 盧來潔,馬愛軍,馮雪梅.沖擊響應譜試驗規范述評[J].振動與沖擊,2002,21（2）:18-21.

[6] 張斌珍,李建釗.沖擊信號沖擊響應譜（SRS）分析探討[J].彈箭與制導學報,2004,24 （4）:247-250.

[7] Yang R C,LeBrun H R.Development of a waveform synthesis technique:a supplement to response spectrum as a definition of shock environment [C]//Shock and Vibration Bulletion NO 42 Part 2.Washington D C:Office of the under Secretary of Defense for Research and Engineering,1972:45-53.

[8] Smallwood D O,Nord A R.Mathching shock spectra with sums of decaying sinusoids compensated for shaker velocity and displacement limitations[C]//Shock and Vibration Bulletion NO 44 Part 3.Washington D C:Office of the under Secretary of Defense for Research and Engineering,1974:43-56.

（編輯：姚妙慧）

Research on shock response spectrum for fixed-wing aircraft landing with external store

LEI Xiao-bo, ZHANG Qiang, ZHANG Yong-feng

（Engine Department, CFTE, Xi’an 710089, China）

Based on shock response spectrum（SRS） theory,research on shock signal of external pod during the landing of fixed-wing aircraft were conducted, and the characteristics of landing shock signal was obtained;Evaluation formula of SRS was established by the concept of mean and variance,and according to the formula shock response spectrum envelope curve was plotted based on this formula which was quite suitable to shock tests and structure dynamic design. The analysis results show:SRS curves of different landings have basically the same trend, on the other hand,amplification factors have a big difference.For different position of the same component,SRS curves vary widely and have no similarity.It provides important basis for shock test of the external store and vibration reduction and shock absorption design of inner equipment.

fixed-wing aircraft external store;landing shock;shock response spectrum;vibration reduction and shock absorption

2014-08-07;

2014-10-24;

時間:2014-12-15 08:29

雷曉波（1986-），男，陜西合陽人，助理工程師，碩士，研究方向為發動機結構強度飛行試驗技術、旋轉機械故障診斷。

V217.32

A

1002-0853（2015）02-0161-04