傅 博，張勝利

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

彈架系統(tǒng)振動響應(yīng)特性測試

傅 博1，張勝利2

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

為給空空導(dǎo)彈與發(fā)射裝置的振動防護設(shè)計提供振動響應(yīng)數(shù)據(jù)，本文選取GJB150規(guī)定的組合式外掛系統(tǒng)振動條件，對某型發(fā)射裝置與空空導(dǎo)彈進(jìn)行隨機振動響應(yīng)測試。采用前、后掛點兩點平均值激勵控制，得到發(fā)射裝置6個測試點、導(dǎo)彈12個測試點的功率譜密度和均方根加速度響應(yīng)值。試驗結(jié)果表明：（1）發(fā)射裝置與空空導(dǎo)彈每個位置上的振動響應(yīng)隨激勵載荷的增大而增大。（2）發(fā)射裝置靠近前后掛點的響應(yīng)放大較小，前端后端放大較大，呈現(xiàn)雙懸臂梁特征。（3）導(dǎo)彈除了2個測試點之外均小于激勵載荷，呈現(xiàn)吸收能量的細(xì)長柔軟彈性體特征，增大的測試點為彈體的振動模態(tài)響應(yīng)結(jié)果。

空空導(dǎo)彈；發(fā)射裝置；隨機振動響應(yīng)；功率譜密度；均方根加速度；測試

0 引 言

振動環(huán)境可使空空導(dǎo)彈與發(fā)射裝置系統(tǒng)發(fā)生結(jié)構(gòu)疲勞、變形、斷裂等故障,為了保證系統(tǒng)結(jié)構(gòu)在振動力學(xué)環(huán)境下可靠工作,需要開展振動環(huán)境適應(yīng)性研究,實施防振動設(shè)計。在這些研究和設(shè)計中,主要包括三個方面內(nèi)容：一是得到系統(tǒng)振動環(huán)境,并在此環(huán)境條件下進(jìn)行振動試驗,以確定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)是否能夠經(jīng)受預(yù)期的振動環(huán)境應(yīng)力。眾多文獻(xiàn)對空空導(dǎo)彈與發(fā)射裝置的振動條件、振動應(yīng)力和試驗方法進(jìn)行了分析和探討［1-5］；二是采用有限元法,根據(jù)系統(tǒng)振動環(huán)境求解隨機振動條件下結(jié)構(gòu)的振動響應(yīng),從而進(jìn)行疲勞強度與壽命分析［6-7］；三是在振動環(huán)境條件下實際測試系統(tǒng)各個位置的振動響應(yīng),以修正有限元計算模型,實施結(jié)構(gòu)布局設(shè)計和部(組)件的振動防護設(shè)計。由于受到試驗資源的限制,在振動環(huán)境條件下對振動響應(yīng)的實際測試并不多見。

本文選取某導(dǎo)軌發(fā)射裝置(掛架)和空空導(dǎo)彈作為測試對象,采取典型的GJB150組合式外掛系統(tǒng)振動環(huán)境［8］,利用現(xiàn)有的隨機振動試驗設(shè)備,對發(fā)射裝置和空空導(dǎo)彈不同的位置進(jìn)行了振動響應(yīng)測試,得出振動響應(yīng)功率譜密度和均方根加速度值,分析振動響應(yīng)的特點和規(guī)律,為系統(tǒng)開展有限元分析、結(jié)構(gòu)布局設(shè)計和振動防護設(shè)計提供理論研究基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

1 試驗環(huán)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(dǎo)彈)”振動環(huán)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(jìn)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(yīng)曲線。

圖1 振動試驗激勵譜曲線

2 試驗系統(tǒng)與安裝

圖2 試驗系統(tǒng)及安裝示意圖

試驗系統(tǒng)及安裝如圖2所示,試驗所用的設(shè)備如表1所示。先將試驗件安裝到試驗夾具上并懸掛導(dǎo)彈,然后將試驗件、試驗夾具及導(dǎo)彈組合體用螺栓固定到振動試驗臺上。試驗所用的發(fā)射裝置質(zhì)量為40 Kg,導(dǎo)彈質(zhì)量為213 Kg,長細(xì)比為18。

表1 振動控制及測試設(shè)備的主要性能指標(biāo)

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(fā)射裝置、導(dǎo)彈上選取若干個點作為測試點?？刂泣c和測試點布置如圖2所示,發(fā)射裝置和導(dǎo)彈各自的坐標(biāo)系原點均在其最前端。受控制儀采集通道數(shù)量的限制,每次只能采集6個測試點的加速度響應(yīng),因此分成3次進(jìn)行試驗,每次試驗的加速度傳感器位置坐標(biāo)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(yīng)位置的加速度響應(yīng)。第一次試驗在發(fā)射裝置上采集6個測試點,第二次和第三次試驗在導(dǎo)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(shù)據(jù)

4.1 發(fā)射裝置振動響應(yīng)

發(fā)射裝置隨機振動0 dB級加速度響應(yīng)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(yīng)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(jù)每一級加速度響應(yīng)測試曲線,可以得到相應(yīng)的振動響應(yīng)均方根值,響應(yīng)均方根值、發(fā)射裝置測試坐標(biāo)和激勵載荷的關(guān)系如圖5～6所示。

圖5 發(fā)射裝置測試點值與控制載荷的關(guān)系

4.2 導(dǎo)彈振動響應(yīng)

第二、三次導(dǎo)彈隨機振動0 dB級加速度響應(yīng)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(fā)射裝置各測試點值分布關(guān)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(dǎo)彈振動響應(yīng)均方根值、導(dǎo)彈測試坐標(biāo)和激勵載荷的關(guān)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(guān)系圖

圖10 第三次試驗彈體上測試點值與控制載荷的關(guān)系圖

圖11 導(dǎo)彈彈體各測試點值分布關(guān)系圖

5 結(jié) 論

從空空導(dǎo)彈與發(fā)射裝置系統(tǒng)振動響應(yīng)測試數(shù)據(jù)中得出如下結(jié)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(nèi),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(tǒng)前掛點在該頻率附近存在共振放大,應(yīng)對臨近前掛點的設(shè)備進(jìn)行防振動設(shè)計和分析；

(2)由圖5～6可知,發(fā)射裝置上的振動響應(yīng)隨激勵載荷的增大而增大,靠近前后掛點的三個響應(yīng)測試點對輸入載荷的放大較小,而發(fā)射裝置的前端和后端出現(xiàn)顯著的增大,使得發(fā)射裝置表現(xiàn)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(dǎo)彈彈體上各測試點的加速度響應(yīng)量值也隨激勵載荷的增加而增加,但彈體的響應(yīng)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(xì)長體的導(dǎo)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(yīng)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(tài)響應(yīng)的結(jié)果。

［1］樊會濤.空空導(dǎo)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(dǎo)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(dǎo)彈對掛飛振動環(huán)境的響應(yīng)［J］.航空兵器,1988(6)：39-45.

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

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

［6］謝軍虎,占學(xué)紅.某型軌式發(fā)射裝置振動疲勞強度分析［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2012(5)：171-174.

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

［8］GJB150.16-1986軍用設(shè)備環(huán)境試驗方法：振動試驗［S］.北京：國防科工委軍標(biāo)出版發(fā)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(tǒng)可靠性工程。