彈架系統振動響應特性測試

傅 博，張勝利

(1.空軍駐洛陽地區軍事代表室，河南洛陽 471009；2.中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）

彈架系統振動響應特性測試

傅 博1，張勝利2

(1.空軍駐洛陽地區軍事代表室，河南洛陽 471009；2.中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）

為給空空導彈與發射裝置的振動防護設計提供振動響應數據，本文選取GJB150規定的組合式外掛系統振動條件，對某型發射裝置與空空導彈進行隨機振動響應測試。采用前、后掛點兩點平均值激勵控制，得到發射裝置6個測試點、導彈12個測試點的功率譜密度和均方根加速度響應值。試驗結果表明：（1）發射裝置與空空導彈每個位置上的振動響應隨激勵載荷的增大而增大。（2）發射裝置靠近前后掛點的響應放大較小，前端后端放大較大，呈現雙懸臂梁特征。（3）導彈除了2個測試點之外均小于激勵載荷，呈現吸收能量的細長柔軟彈性體特征，增大的測試點為彈體的振動模態響應結果。

空空導彈；發射裝置；隨機振動響應；功率譜密度；均方根加速度；測試

0 引 言

振動環境可使空空導彈與發射裝置系統發生結構疲勞、變形、斷裂等故障,為了保證系統結構在振動力學環境下可靠工作,需要開展振動環境適應性研究,實施防振動設計。在這些研究和設計中,主要包括三個方面內容：一是得到系統振動環境,并在此環境條件下進行振動試驗,以確定系統結構是否能夠經受預期的振動環境應力。眾多文獻對空空導彈與發射裝置的振動條件、振動應力和試驗方法進行了分析和探討［1-5］；二是采用有限元法,根據系統振動環境求解隨機振動條件下結構的振動響應,從而進行疲勞強度與壽命分析［6-7］；三是在振動環境條件下實際測試系統各個位置的振動響應,以修正有限元計算模型,實施結構布局設計和部(組)件的振動防護設計。由于受到試驗資源的限制,在振動環境條件下對振動響應的實際測試并不多見。

本文選取某導軌發射裝置(掛架)和空空導彈作為測試對象,采取典型的GJB150組合式外掛系統振動環境［8］,利用現有的隨機振動試驗設備,對發射裝置和空空導彈不同的位置進行了振動響應測試,得出振動響應功率譜密度和均方根加速度值,分析振動響應的特點和規律,為系統開展有限元分析、結構布局設計和振動防護設計提供理論研究基礎數據。

1 試驗環境條件

采用GJB150“噴氣式飛機攜帶的組合式外掛(包括掛飛的導彈)”振動環境條件,按照寬帶隨機振動試驗方法,在試驗件的實際安裝方向(即垂直方向)進行振動試驗。試驗譜及量值如圖1所示,試驗時按-12 dB,-10 dB,-8 dB,-6 dB,-4 dB, -2 dB,0 dB共7級逐級加載,每級載荷振動時間不低于5 min,并保存各測試點的響應曲線。

圖1 振動試驗激勵譜曲線

2 試驗系統與安裝

圖2 試驗系統及安裝示意圖

試驗系統及安裝如圖2所示,試驗所用的設備如表1所示。先將試驗件安裝到試驗夾具上并懸掛導彈,然后將試驗件、試驗夾具及導彈組合體用螺栓固定到振動試驗臺上。試驗所用的發射裝置質量為40 Kg,導彈質量為213 Kg,長細比為18。

表1 振動控制及測試設備的主要性能指標

3 控制點和測試點布置

表2 第一次試驗傳感器位置

表3 第二次試驗傳感器位置

分別在前掛點、后掛點附近的試驗夾具上選取一個點作為控制點,在發射裝置、導彈上選取若干個點作為測試點。控制點和測試點布置如圖2所示,發射裝置和導彈各自的坐標系原點均在其最前端。受控制儀采集通道數量的限制,每次只能采集6個測試點的加速度響應,因此分成3次進行試驗,每次試驗的加速度傳感器位置坐標如表2～4所示。每次試驗選取1～2通道號傳感器為控制傳感器,采用平均值控制；選取3～8通道號傳感器為測試傳感器,測量相應位置的加速度響應。第一次試驗在發射裝置上采集6個測試點,第二次和第三次試驗在導彈上共采集12個測試點。

表4 第三次試驗傳感器位置

4 試驗數據

4.1 發射裝置振動響應

發射裝置隨機振動0 dB級加速度響應測量曲線如圖3所示(其余6級曲線圖因篇幅所限略去),圖4為相應的控制激勵譜圖。

圖3 第一次試驗0 dB功率譜密度曲線

圖4 第一次試驗0 dB控制譜曲線

根據每一級加速度響應測試曲線,可以得到相應的振動響應均方根值,響應均方根值、發射裝置測試坐標和激勵載荷的關系如圖5～6所示。

圖5 發射裝置測試點值與控制載荷的關系

4.2 導彈振動響應

第二、三次導彈隨機振動0 dB級加速度響應測試曲線如圖7～8所示(其余6級曲線圖因篇幅所限均略去)。

圖6 發射裝置各測試點值分布關系圖

圖7 第二次試驗0 dB功率譜密度曲線

圖8 第三次試驗0 dB功率譜密度曲線

兩次導彈振動響應均方根值、導彈測試坐標和激勵載荷的關系如圖9～11所示。

圖9 第二次試驗彈體上測試點值與控制載荷的關系圖

圖10 第三次試驗彈體上測試點值與控制載荷的關系圖

圖11 導彈彈體各測試點值分布關系圖

5 結 論

從空空導彈與發射裝置系統振動響應測試數據中得出如下結論：

(1)從圖4控制激勵譜來看,盡管兩個控制點的控制加速度量值基本一致,但控制激勵載荷譜形存在差異,尤其在250 Hz和430 Hz附近的頻帶內,前掛點和后掛點兩者的加速度功率譜密度值相差較大,表明彈架系統前掛點在該頻率附近存在共振放大,應對臨近前掛點的設備進行防振動設計和分析；

(2)由圖5～6可知,發射裝置上的振動響應隨激勵載荷的增大而增大,靠近前后掛點的三個響應測試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；

(3)由圖9～11可知,導彈彈體上各測試點的加速度響應量值也隨激勵載荷的增加而增加,但彈體的響應除第4點(1 530,0)和第10點(480, 0)兩點之外均小于激勵載荷,表明作為細長體的導彈彈體為一相對柔軟的彈性體,將部分輸入能量吸收,使得響應量值有所減弱,對于增大的兩個測試點則為彈體的振動模態響應的結果。

［1］樊會濤.空空導彈掛飛振動試驗探討［J］.航空兵器, 1997(5)：12-15.

［2］郭強嶺,李立名.空空導彈掛飛振動試驗條件探討［J］.航空兵器,2003(6)：21-23.

［3］樊會濤.響尾蛇導彈對掛飛振動環境的響應［J］.航空兵器,1988(6)：39-45.

［4］李根成,姜同敏,陳衛東.空空導彈可靠性試驗振動應力研究［J］.振動、測試與診斷,2007(1)：36-39.

［5］郭迅,郭強嶺.空空導彈振動試驗條件分析［J］.裝備環境工程,2012,9(3)：99-103.

［6］謝軍虎,占學紅.某型軌式發射裝置振動疲勞強度分析［J］.彈箭與制導學報,2012(5)：171-174.

［7］張翼,楊晨,羅楊陽.隨機振動載荷下導彈吊掛疲勞壽命分析［J］.機械科學與技術,2013(11)：1675-1679.

［8］GJB150.16-1986軍用設備環境試驗方法：振動試驗［S］.北京：國防科工委軍標出版發行部,1986.

M issile Rack System Vibration Response Characteristics Test

Fu Bo1,Zhang Shengli2
(1.PLA Air Force Representative Office in Luoyang District,Luoyang 471009,China；2.China Airborne Missile Academy,Luoyang 471009,China)

In order to obtain vibration response data for air-to-airmissile and launcher system design of anti-vibration,a random vibration response test on air-to-airmissile and launcher system is implemented. A combined external stores random vibration condition of GJB150 standard is applied in the experimental test.By using the fore and hind support pointsmean value excitation,power spectrum density(PSD)and rootmean square(RMS)acceleration of6 test points on launcher and 12 test points on air-to-airmissile are acquired.The experimental results show that：(1)Every test point vibration response on launcher and airto-airmissile increases with the increase of excitation load.(2)The response of launcher near fore and hind support points has a smaller amplification,and the amplification for front-end and bacK-end is larger, so that the launcher shows characteristic of double cantilever.(3)Except two test points,the others are less than excited load,showing the energy absorption characteristic of the slender and pliable elastic structure,and the increasing test points are the result of vibrationmode in response to the elastomer.

air-to-airmissile；launcher；random vibration response；power spectrum density；root mean square acceleration；test

TJ760.6+24

A

1673-5048(2015)03-0062-04

2014-12-23

傅博（1964-），男，河南睢縣人，高級工程師，研究方向為系統可靠性工程。