隨機振動載荷下發射裝置尾罩疲勞壽命分析

劉萬遠+張紅波

摘要： 針對發射裝置尾罩在隨機振動試驗中可能存在的疲勞破壞問題， 采用有限元法對其隨機振動疲勞壽命進行了預計。 分析了頻率響應， 得到結構的應力傳遞函數。 結合5A06鋁合金的S-N曲線和加速度PSD激勵， 采用Dirlik法計算了尾罩隨機振動疲勞壽命， 結果滿足隨機振動試驗的考核要求。

關鍵詞： 疲勞壽命； 隨機振動； 尾罩； 發射裝置； 有限元分析

中圖分類號： V241.03文獻標識碼： A文章編號： 1673-5048（2016）04-0078-03

Abstract： For the problem of fatigue failure on launcher trail cover in random vibration test， the random vibration fatigue life is estimated by finite element method. The stress transfer function is obtained by frequency response simulation. Combined with SN curve of 5A06 aluminium alloy and acceleration power spectral density loads， random vibration fatigue life of trail cover is analyzed by Dirlik method. The results meet the requirements of random vibration test.

Key words： fatigue life； random vibration； trail cover； launcher； finite element analysis

0引言

外掛空空導彈大多采用軌式發射裝置進行懸掛和發射[1-2]， 尾罩是某軌式發射裝置的一個重要組成部分， 其通過鎖鉤與發射裝置殼體上的掛鉤扣合實現固定， 以保證掛飛過程的可靠連接[3-4]。 發射裝置作為飛機外掛物在實際飛行中承受多種復雜環境條件的聯合作用[5-6]， 其中隨機振動載荷對其結構的影響最大， 需要特別關注。 結構振動疲勞是指結構所受動態交變載荷 （如振動載荷等）的頻率分布與結構固有頻率分布具有交集或相接近，從而使結構產生共振所導致的疲勞破壞現象[7]。

為了確保尾罩在發射裝置掛飛過程中的安全可靠， 避免發生疲勞破壞， 首先應能夠準確預估其疲勞壽命， 找出振動疲勞的薄弱環節， 進而通過結構優化設計， 提高抗疲勞特性。 本文根據疲勞壽命分析的基本理論， 利用有限元方法對尾罩開展了隨機振動載荷下的疲勞壽命分析， 得出疲勞壽命的大小、 分布情況及薄弱環節位置， 驗證了尾罩結構設計的合理性。

1振動疲勞壽命分析理論

振動疲勞壽命的計算方法分為基于統計計數的時域分析方法和基于功率譜密度的頻域分析方法。 時域分析方法首先要找出結構的危險點， 然后根據危險點的應力（應變）隨時間變化的函數關系， 得出應力（應變）的幅值和均值， 再選取合適的損傷累積理論進行壽命估計[8-9]。 該方法計算準確， 但數據處理量非常大， 有限元分析難以實現， 限制了其使用范圍。 頻域分析方法是利用結構危險點的應力功率譜密度函數， 運用統計原理獲得相應功率譜函數的相關統計參數， 同時結合應力幅值的概率密度函數， 選取合適的損傷累積理論進行壽命估計[10-12]。 該方法因計算簡單、 無需循環計數而在航空航天等多個領域得到了廣泛的應用。

頻域分析方法有很多種， 其中Dirlik法是最常用的一種， 其提供了一種更普遍的方法來確定應力振幅的概率密度函數，適用于任何類型功率譜。 Dirlik法是一個通過模擬“雨流計數”得到應力幅值概率密度函數的半經驗公式， 由一個指數分布密度函數和兩個瑞利分布密度函數疊加而成， 計算結果比較接近試驗[13-14]。

航空兵器2016年第4期劉萬遠等： 隨機振動載荷下發射裝置尾罩疲勞壽命分析2隨機振動疲勞壽命分析流程

隨機振動疲勞預估需要三方面的信息： 幾何特性、 材料特性和疲勞載荷。 幾何特征主要指模型的應力計算結果； 材料特性主要指材料的S-N曲線； 疲勞載荷主要指結構受到的加速度PSD激勵。 利用有限元軟件開展隨機振動疲勞分析主要分為兩個步驟： 首先對有限元模型進行頻率響應分析， 計算模型的應力傳遞函數； 再根據材料的S-N曲線和加速度PSD激勵計算模型的疲勞壽命， 具體分析流程如圖1所示。

圖1隨機振動疲勞壽命分析流程

3尾罩的有限元模型

該型發射裝置尾罩結構簡單， 主要由尾罩框、 三個加強框、 尾罩錐及連接框組成， 采用固定式結構， 通過螺釘和發射架相連， 以保護發射架內部組部件， 并與飛機機翼外形相協調， 形成良好氣動外形。 根據研究需要， 對尾罩模型進行適當簡化， 利用ABAQUS軟件建立的有限元模型如圖2所示， 其中零件之間有連接關系的地方采用綁定約束， 由于尾罩屬于薄板結構， 利用二次單元對其進行網格劃分。 激勵的輸入位置位于連接框的外環面。

尾罩采用鈑金+焊接成形， 尾罩框和加強框的材料均采用鋁合金板5A06 材料， 通過查閱文獻[15]可知， 彈性模量為71 GPa， 泊松比為0.32， 密度為2 640 kg/m3， 材料S-N計算參考曲線如圖3所示。

4仿真分析

4.1頻響分析

頻響分析采用模態疊加法， 目的是得到模型的應力傳遞函數。 首先開展模態分析， 以獲得各階模態頻率和振型， 然后在尾罩激勵輸入位置施加單位加速度載荷進行穩態動力學分析， 得到模型在不同頻率下對應的應力幅值， 為后續開展振動疲勞分析奠定基礎。

4.2隨機疲勞分析

隨機疲勞分析需要三方面的信息： 應力傳遞函數、 材料S-N曲線和加速度PSD激勵。 實際分析中， 往往只給出了發射裝置的加速度PSD激勵， 且發射裝置又包含掛彈和空載兩種情況， 需要首先對發射裝置整體開展掛彈和空載狀態隨機振動分析， 得出尾罩激勵面處的隨機響應， 之后借助數學處理方法對激勵面的隨機響應進行線性包絡， 進而得到尾罩的加速度PSD激勵， 如圖4所示。

根據頻響分析得到應力傳遞函數、 材料S-N曲線和加速度PSD激勵， 利用疲勞分析軟件[16]可開展尾罩的振動疲勞壽命分析。 尾罩的疲勞壽命分布云圖如圖5所示， 其壽命最小位置在后加強框頂面對應的尾罩框架上， 疲勞壽命值為1.661e6 s， 約461.4 h； 取4～6的疲勞壽命分析分散系數， 尾罩壽命約為77～115.4 h， 滿足隨機振動試驗的考核要求。

5結論

研究了頻域分析方法中Dirlik法以及疲勞強度理論， 針對尾罩在隨機振動試驗過程中可能存在的疲勞問題， 利用ABAQUS和nCode疲勞仿真軟件聯合開展了疲勞壽命有限元仿真， 結果表明尾罩滿足隨機振動試驗的考核要求。 仿真工作是在尾罩結構理想情況下開展的， 實際加工制造過程中可能存在各種工藝缺陷， 譬如焊接缺陷等， 均會造成尾罩振動疲勞壽命的減小， 在嚴格控制尾罩生產工藝的基礎上， 后續要開展相應的環境試驗， 以驗證結果的準確性。 本文所述方法可用于機械產品多種方案中不同材料的優選以及結構的優化設計， 縮短產品的設計周期， 降低試驗費用， 并為結構隨機振動疲勞壽命的研究提供參考和依據。

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