劉萬(wàn)遠(yuǎn)+張紅波

摘要： 針對(duì)發(fā)射裝置尾罩在隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)中可能存在的疲勞破壞問(wèn)題， 采用有限元法對(duì)其隨機(jī)振動(dòng)疲勞壽命進(jìn)行了預(yù)計(jì)。 分析了頻率響應(yīng)， 得到結(jié)構(gòu)的應(yīng)力傳遞函數(shù)。 結(jié)合5A06鋁合金的S-N曲線和加速度PSD激勵(lì)， 采用Dirlik法計(jì)算了尾罩隨機(jī)振動(dòng)疲勞壽命， 結(jié)果滿足隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)的考核要求。

關(guān)鍵詞： 疲勞壽命； 隨機(jī)振動(dòng)； 尾罩； 發(fā)射裝置； 有限元分析

中圖分類(lèi)號(hào)： V241.03文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 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(dǎo)彈大多采用軌式發(fā)射裝置進(jìn)行懸掛和發(fā)射[1-2]， 尾罩是某軌式發(fā)射裝置的一個(gè)重要組成部分， 其通過(guò)鎖鉤與發(fā)射裝置殼體上的掛鉤扣合實(shí)現(xiàn)固定， 以保證掛飛過(guò)程的可靠連接[3-4]。 發(fā)射裝置作為飛機(jī)外掛物在實(shí)際飛行中承受多種復(fù)雜環(huán)境條件的聯(lián)合作用[5-6]， 其中隨機(jī)振動(dòng)載荷對(duì)其結(jié)構(gòu)的影響最大， 需要特別關(guān)注。 結(jié)構(gòu)振動(dòng)疲勞是指結(jié)構(gòu)所受動(dòng)態(tài)交變載荷 （如振動(dòng)載荷等）的頻率分布與結(jié)構(gòu)固有頻率分布具有交集或相接近，從而使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生共振所導(dǎo)致的疲勞破壞現(xiàn)象[7]。

為了確保尾罩在發(fā)射裝置掛飛過(guò)程中的安全可靠， 避免發(fā)生疲勞破壞， 首先應(yīng)能夠準(zhǔn)確預(yù)估其疲勞壽命， 找出振動(dòng)疲勞的薄弱環(huán)節(jié)， 進(jìn)而通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)， 提高抗疲勞特性。 本文根據(jù)疲勞壽命分析的基本理論， 利用有限元方法對(duì)尾罩開(kāi)展了隨機(jī)振動(dòng)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(huán)節(jié)位置， 驗(yàn)證了尾罩結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性。

1振動(dòng)疲勞壽命分析理論

振動(dòng)疲勞壽命的計(jì)算方法分為基于統(tǒng)計(jì)計(jì)數(shù)的時(shí)域分析方法和基于功率譜密度的頻域分析方法。 時(shí)域分析方法首先要找出結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)點(diǎn)， 然后根據(jù)危險(xiǎn)點(diǎn)的應(yīng)力（應(yīng)變）隨時(shí)間變化的函數(shù)關(guān)系， 得出應(yīng)力（應(yīng)變）的幅值和均值， 再選取合適的損傷累積理論進(jìn)行壽命估計(jì)[8-9]。 該方法計(jì)算準(zhǔn)確， 但數(shù)據(jù)處理量非常大， 有限元分析難以實(shí)現(xiàn)， 限制了其使用范圍。 頻域分析方法是利用結(jié)構(gòu)危險(xiǎn)點(diǎn)的應(yīng)力功率譜密度函數(shù)， 運(yùn)用統(tǒng)計(jì)原理獲得相應(yīng)功率譜函數(shù)的相關(guān)統(tǒng)計(jì)參數(shù)， 同時(shí)結(jié)合應(yīng)力幅值的概率密度函數(shù)， 選取合適的損傷累積理論進(jìn)行壽命估計(jì)[10-12]。 該方法因計(jì)算簡(jiǎn)單、 無(wú)需循環(huán)計(jì)數(shù)而在航空航天等多個(gè)領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)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(lái)確定應(yīng)力振幅的概率密度函數(shù)，適用于任何類(lèi)型功率譜。 Dirlik法是一個(gè)通過(guò)模擬“雨流計(jì)數(shù)”得到應(yīng)力幅值概率密度函數(shù)的半經(jīng)驗(yàn)公式， 由一個(gè)指數(shù)分布密度函數(shù)和兩個(gè)瑞利分布密度函數(shù)疊加而成， 計(jì)算結(jié)果比較接近試驗(yàn)[13-14]。

航空兵器2016年第4期劉萬(wàn)遠(yuǎn)等： 隨機(jī)振動(dòng)載荷下發(fā)射裝置尾罩疲勞壽命分析2隨機(jī)振動(dòng)疲勞壽命分析流程

隨機(jī)振動(dòng)疲勞預(yù)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(yīng)力計(jì)算結(jié)果； 材料特性主要指材料的S-N曲線； 疲勞載荷主要指結(jié)構(gòu)受到的加速度PSD激勵(lì)。 利用有限元軟件開(kāi)展隨機(jī)振動(dòng)疲勞分析主要分為兩個(gè)步驟： 首先對(duì)有限元模型進(jìn)行頻率響應(yīng)分析， 計(jì)算模型的應(yīng)力傳遞函數(shù)； 再根據(jù)材料的S-N曲線和加速度PSD激勵(lì)計(jì)算模型的疲勞壽命， 具體分析流程如圖1所示。

圖1隨機(jī)振動(dòng)疲勞壽命分析流程

3尾罩的有限元模型

該型發(fā)射裝置尾罩結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單， 主要由尾罩框、 三個(gè)加強(qiáng)框、 尾罩錐及連接框組成， 采用固定式結(jié)構(gòu)， 通過(guò)螺釘和發(fā)射架相連， 以保護(hù)發(fā)射架內(nèi)部組部件， 并與飛機(jī)機(jī)翼外形相協(xié)調(diào)， 形成良好氣動(dòng)外形。 根據(jù)研究需要， 對(duì)尾罩模型進(jìn)行適當(dāng)簡(jiǎn)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(guān)系的地方采用綁定約束， 由于尾罩屬于薄板結(jié)構(gòu)， 利用二次單元對(duì)其進(jìn)行網(wǎng)格劃分。 激勵(lì)的輸入位置位于連接框的外環(huán)面。

尾罩采用鈑金+焊接成形， 尾罩框和加強(qiáng)框的材料均采用鋁合金板5A06 材料， 通過(guò)查閱文獻(xiàn)[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(jì)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(tài)疊加法， 目的是得到模型的應(yīng)力傳遞函數(shù)。 首先開(kāi)展模態(tài)分析， 以獲得各階模態(tài)頻率和振型， 然后在尾罩激勵(lì)輸入位置施加單位加速度載荷進(jìn)行穩(wěn)態(tài)動(dòng)力學(xué)分析， 得到模型在不同頻率下對(duì)應(yīng)的應(yīng)力幅值， 為后續(xù)開(kāi)展振動(dòng)疲勞分析奠定基礎(chǔ)。

4.2隨機(jī)疲勞分析

隨機(jī)疲勞分析需要三方面的信息： 應(yīng)力傳遞函數(shù)、 材料S-N曲線和加速度PSD激勵(lì)。 實(shí)際分析中， 往往只給出了發(fā)射裝置的加速度PSD激勵(lì)， 且發(fā)射裝置又包含掛彈和空載兩種情況， 需要首先對(duì)發(fā)射裝置整體開(kāi)展掛彈和空載狀態(tài)隨機(jī)振動(dòng)分析， 得出尾罩激勵(lì)面處的隨機(jī)響應(yīng)， 之后借助數(shù)學(xué)處理方法對(duì)激勵(lì)面的隨機(jī)響應(yīng)進(jìn)行線性包絡(luò)， 進(jìn)而得到尾罩的加速度PSD激勵(lì)， 如圖4所示。

根據(jù)頻響分析得到應(yīng)力傳遞函數(shù)、 材料S-N曲線和加速度PSD激勵(lì)， 利用疲勞分析軟件[16]可開(kāi)展尾罩的振動(dòng)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(qiáng)框頂面對(duì)應(yīng)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(shù)， 尾罩壽命約為77～115.4 h， 滿足隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)的考核要求。

5結(jié)論

研究了頻域分析方法中Dirlik法以及疲勞強(qiáng)度理論， 針對(duì)尾罩在隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)過(guò)程中可能存在的疲勞問(wèn)題， 利用ABAQUS和nCode疲勞仿真軟件聯(lián)合開(kāi)展了疲勞壽命有限元仿真， 結(jié)果表明尾罩滿足隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)的考核要求。 仿真工作是在尾罩結(jié)構(gòu)理想情況下開(kāi)展的， 實(shí)際加工制造過(guò)程中可能存在各種工藝缺陷， 譬如焊接缺陷等， 均會(huì)造成尾罩振動(dòng)疲勞壽命的減小， 在嚴(yán)格控制尾罩生產(chǎn)工藝的基礎(chǔ)上， 后續(xù)要開(kāi)展相應(yīng)的環(huán)境試驗(yàn)， 以驗(yàn)證結(jié)果的準(zhǔn)確性。 本文所述方法可用于機(jī)械產(chǎn)品多種方案中不同材料的優(yōu)選以及結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)， 縮短產(chǎn)品的設(shè)計(jì)周期， 降低試驗(yàn)費(fèi)用， 并為結(jié)構(gòu)隨機(jī)振動(dòng)疲勞壽命的研究提供參考和依據(jù)。

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