魏英魁，張曉穎

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機載戰(zhàn)術(shù)導彈掛飛環(huán)境地面振動試驗方案研究

魏英魁1，張曉穎2

（1.北京強度環(huán)境研究所，北京 100076；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

研究總結(jié)了某型機載戰(zhàn)術(shù)導彈服役過程中所經(jīng)受的振動激勵主要來源，同時研究分析不同激勵方式對戰(zhàn)術(shù)導彈吊耳載荷響應(yīng)效果的影響，確定該型機載戰(zhàn)術(shù)導彈振動載荷加載方案。采用理論計算與有限元建模計算分析的方法，分析比較不同激勵方式對導彈吊耳載荷響應(yīng)效果的影響。總結(jié)確定了該型機載戰(zhàn)術(shù)導彈振動載荷的主要來源，通過理論算例和有限元建模計算的方法分別計算了不同激勵方式下導彈吊耳的載荷響應(yīng)，并最終確定了振動載荷加載激勵方式。

機載戰(zhàn)術(shù)導彈；掛飛；振動試驗；環(huán)境適應(yīng)性

根據(jù)機載戰(zhàn)術(shù)導彈的使用特點，掛飛工況是其在服役過程中一個重要的使用剖面[1-2]，文中根據(jù)某型機載戰(zhàn)術(shù)導彈服役環(huán)境特點，總結(jié)分析其機載期間遭受的振動載荷的來源與種類特點，對采用不同激勵方式對吊耳受力的影響進行了詳細分析，并最終確定了該型戰(zhàn)術(shù)導彈掛飛環(huán)境適應(yīng)性考核試驗振動載荷加載方案。

1 振動源分析

某型高超音速戰(zhàn)術(shù)導彈是一新型導彈系統(tǒng)，機載使用期間配掛大型轟炸機進行掛飛。根據(jù)該型戰(zhàn)術(shù)導彈的使用特點，掛飛工況是一個重要的使用剖面，導彈對掛飛振動環(huán)境的適應(yīng)性是后續(xù)自由飛行攻擊目標的必要條件，直接關(guān)系到飛行作戰(zhàn)的成敗。

首先從理論上分析導彈掛飛過程中振動的來源，結(jié)合該型導彈掛飛環(huán)境剖面，同時參考GJB 150.16[3]和MIL-STD-810G[4]中掛飛振動試驗相關(guān)內(nèi)容，其掛飛過程中經(jīng)受的振動環(huán)境載荷主要來源于以下三個方面。

1）噴氣發(fā)動機噪聲。發(fā)動機噪聲是噴氣發(fā)動機排氣羽流的邊界上湍流產(chǎn)生的，這種湍流在起飛開始階段最大，這時噴氣與周圍空氣的速度差最大。對于掛載導彈的飛機使用常規(guī)噴氣發(fā)動機或低涵道比噴氣發(fā)動機的情況，這類振源非常重要，因為這些發(fā)動機的排氣速度非常高，這類振源在高頻部分很重要，低頻部分主要來自下面其他幾個振源。

2）導彈外部氣動湍流。導彈振動主要由分布在導彈表面的氣動湍流引起，對于單個導彈，激勵與載機和在載機上的安裝位置的關(guān)系相對不大。一般來講，這類湍流對整個導彈的振動影響不大，但是它們可能對局部結(jié)構(gòu)（如導彈舵系統(tǒng)）有嚴重影響，必然會增大導彈的振動量級。另外，振動激勵受導彈技術(shù)狀態(tài)、結(jié)構(gòu)形式、質(zhì)量密度和飛行動壓的影響[5-6]，這種環(huán)境的振動載荷低頻和中頻部分用機械激勵來模擬。

3）載機傳遞的振動。此類振動載荷是通過掛架結(jié)構(gòu)傳遞到導彈上的，整個振動系統(tǒng)（飛機、掛架機構(gòu)和導彈）是低頻振動系統(tǒng)，系統(tǒng)的最低固有頻率一般低于20 Hz，將導彈與飛機振動的高頻部分隔離。

從以上分析可以得出，該型機載戰(zhàn)術(shù)導彈的高頻振動主要由噴氣發(fā)動機噪聲引起，中低頻振動主要是由導彈外部湍流激勵引起，由于載機機翼、掛架和導彈組成的系統(tǒng)頻率較低，導彈的低頻振動主要是由于機翼低頻振動產(chǎn)生。

2 試驗系統(tǒng)設(shè)計

根據(jù)振源分布位置，且為了更加真實反應(yīng)導彈、掛架和機翼的連接形式和剛度分布，選擇導彈、掛架和機翼組合系統(tǒng)進行掛飛振動試驗。導彈通過外掛懸掛設(shè)備懸掛在結(jié)構(gòu)支撐體（模擬機翼阻抗）上，再將結(jié)構(gòu)支撐體通過懸吊索柔性懸掛于試驗室龍門架上。

根據(jù)振源選擇掛飛振動試驗的激振位置，將激振位置區(qū)域分為戰(zhàn)術(shù)導彈（激勵位置A）和結(jié)構(gòu)支撐體上（激勵位置B）兩個區(qū)域。按上一節(jié)對該型戰(zhàn)術(shù)導彈振動載荷來源分析，結(jié)構(gòu)支撐體上的振源主要考慮低頻（主要為1~2 Hz）振動對彈體結(jié)構(gòu)的疲勞特性的影響，戰(zhàn)術(shù)導彈上振源主要考慮中高頻（20~2000 Hz）振動對導彈結(jié)構(gòu)和電氣設(shè)備的疲勞特性的影響，掛飛環(huán)境適應(yīng)性試驗的振動試驗系統(tǒng)如圖1所示[7-8]。

圖1 導彈、掛架和結(jié)構(gòu)支撐體系統(tǒng)掛飛振動試驗

3 影響理論分析

將導彈和掛架及結(jié)構(gòu)支撐體分別簡化為質(zhì)量體，導彈與掛架間的連接（吊耳和止動器等懸掛機構(gòu)）簡化為彈簧和阻尼器，研究不同位置施加振動激勵（從導彈激勵或是結(jié)構(gòu)支撐體激勵）對吊耳處受力的影響。

振動試驗簡化系統(tǒng)如圖2所示。其中，戰(zhàn)術(shù)導彈質(zhì)量為1，掛架和結(jié)構(gòu)支撐體總質(zhì)量為2，兩者之間的連接剛度和阻尼分別為1和1，1和2分別代表從導彈上激勵和結(jié)構(gòu)支撐體上施加的振動激勵力。

圖2 振動試驗簡化系統(tǒng)

首先推導兩種激勵方式吊耳部位的傳力計算公式.

當1激勵時：

吊耳傳力為：

當2激勵時：

其中，頻響函數(shù)理論公式為：

式中：M，K，C分別為模態(tài)阻尼、模態(tài)剛度和模態(tài)質(zhì)量。

根據(jù)以上公式，下面以算例的形式研究不同位置施加振動激勵（從A位置或B位置激勵）對吊耳處受力的影響。假定導彈質(zhì)量為3000 kg，掛機與結(jié)構(gòu)支撐體質(zhì)量為1000 kg，吊耳連接面剛度和阻尼分別為1×108N/m和100 N/(m·s－1)，導彈彈體輸入載荷為20~2000 Hz，頻譜值為1的平直譜。將假定賦值分別代入式（2）與式（4），分別得到1激勵與2激勵時的吊耳傳力值catfall，將計算所得值如圖3所示。

圖3 兩種激振方案傳力對比

由圖3可以得出以下結(jié)論。

1）在導彈響應(yīng)相同時，從導彈激振時（A位置激勵）其吊耳截面?zhèn)髁Τ到y(tǒng)共振頻帶外均小于從結(jié)構(gòu)支撐體激振方式（B位置激勵）。

2）在超過共振頻帶后，隨著激振頻率的升高，導彈激振時（A位置激勵）吊耳傳力隨頻率的增加而逐漸減小，即在中高頻部分的傳力減小。

4 有限元分析

在理論模型的基礎(chǔ)上建立振動系統(tǒng)有限元模型，分別比較從上部掛架進行激勵和從下部發(fā)動機前后裙進行激勵的情況下吊耳處的響應(yīng)。

彈體采用實體單元，掛架采用截面形狀為矩形的梁單元，掛架與彈體的連接采用BUSH單元[9-11]，最終建立的振動系統(tǒng)有限元模型如圖4所示。

圖4 振動系統(tǒng)有限元模型

分別采用兩種激勵方式（A位置激勵和B位置激勵），均采用兩點激勵，其中A激勵工況的激勵位置在導彈發(fā)動機的前后裙處，如圖5a所示。B激勵工況的激勵位置在掛架前段與中段，如圖5b所示。

輸入頻寬為20~2000 Hz，功率譜密度值為12/Hz的隨機載荷譜，比較不同位置激勵條件下吊耳處的振動響應(yīng)，兩種條件下吊耳處的響應(yīng)曲線如圖6所示。

圖5 激勵工況

圖6 不同激勵情況下吊耳處的響應(yīng)

由圖6可以得到，從下部發(fā)動機前后裙處激振時其吊耳處的響應(yīng)除了系統(tǒng)共振頻帶外均小于從上部掛架進行激勵的響應(yīng)，該結(jié)論也與理論模型的分析結(jié)論相符。從理論分析與有限元計算結(jié)果可以得出，該型戰(zhàn)術(shù)導彈掛飛環(huán)境適應(yīng)性試驗應(yīng)從A位置施加振動載荷，即從導彈發(fā)動機的前后裙處施加振動激勵載荷。

5 結(jié)論

該型機載戰(zhàn)術(shù)導彈的中低頻振動主要是由導彈外部湍流激勵引起，導彈的低頻振動主要是由于機翼低頻振動產(chǎn)生。同時通過以上分析可以得到，輸入相同量級振動激勵載荷時，從導彈激振時其吊耳截面?zhèn)髁Τ讼到y(tǒng)共振頻帶外均小于從結(jié)構(gòu)支撐體的激振。在超過共振頻帶后，隨著激振頻率的升高，導彈激振時吊耳傳力隨頻率的增加而逐漸減小，即在中高頻部分的傳力減小。該型戰(zhàn)術(shù)導彈掛飛環(huán)境適應(yīng)性試驗應(yīng)從導彈發(fā)動機的前后裙處施加振動激勵載荷。

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Experimental Research on Ground Vibration Test of Airborne Tactical Missile in Hanging Flight Environment

WEI Ying-kui,ZHANG Xiao-ying

(1.Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076, China; 2.Beijing Aerospace System Engineering Research Institute, Beijing 100076, China)

Origins of vibration driving for airborne tactical missile during its term of being used were summed up and influences of load response for missile lug through different driving methods were studied to confirm the program for its vibration test. Theoretical calculation and FEM were used to compare influences of load response for missile lug through different driving methods. Origins of vibration driving for air missile were summarized and ascertained. The load responses of missile lug under different excitation modes were calculated by theoretical calculation and finite element modeling and the driving method for vibration test was also confirmed in the end.

airborne tactical missile; hanging flight; vibration test; environment adaptability.

10.7643/ issn.1672-9242.2018.01.015

TJ760.6+1

A

1672-9242(2018)01-0070-04

2017-07-15；

2017-08-19

魏英魁（1986—），男，北京人，碩士，工程師，主要研究方向為可靠性與環(huán)境試驗。