王亮 蔡毅鵬 周劍波 王毅 王麗華

導彈外部掛飛振動環(huán)境影響因素分析研究

王亮 蔡毅鵬 周劍波 王毅 王麗華

(中國運載火箭技術研究院，北京，100076)

本文利用實測數據，詳細分析了掛飛振動環(huán)境的各影響量。首先，分析了掛飛振動環(huán)境激勵的來源；其次，利用實測數據詳細分析了掛飛環(huán)境影響的因素，及振動環(huán)境與這些因素的關系。通過分析發(fā)現，掛飛高頻振動環(huán)境與飛行動壓、馬赫數、以及導彈外形呈一定的關系，掛飛低頻振動環(huán)境與機翼掛彈后動力學特性相關。

振動；動壓；馬赫數；結構動力學

0 引言

空地導彈從出廠到發(fā)射后飛向目標的整個壽命期內，需要經歷地面搬運、轉載、運輸、貯存以及在大氣中飛行時，要經歷各種自然環(huán)境、力學環(huán)境、熱環(huán)境和電磁環(huán)境的單獨或綜合作用，承受不同的力和應力。這些環(huán)境的作用必然使武器裝備的材料和結構受到影響，能導致電子元器件和設備功能失?；蛐阅芟陆担荒苷５匕l(fā)揮作用，影響其作戰(zhàn)效能。為了使導彈能夠適應這些環(huán)境，承受住這些力和應力作用，必須對導彈和組成導彈的零、部件及其內部的控制系統(tǒng)儀器、設備，進行精心的設計和試驗。

根據導彈的使用特點，掛飛工況是一個重要的使用剖面，導彈對掛飛振動環(huán)境的適應性是后續(xù)自由飛行攻擊目標的必要條件，直接關系到飛行的成敗。針對掛飛振動環(huán)境的適應性，分析其影響因素，制定相關的環(huán)境試驗考核方案和量化條件，通過大型地面力學環(huán)境試驗進行考核和驗證顯得非常必要和重要。

針對掛飛振動環(huán)境的試驗技術，學者們開展了一定的研究工作。蘇華昌[1]通過設計專用結構支撐件來模擬掛飛邊界，基于傳遞特性預估試驗推力，并通過預試驗制定合理控制方案，最后通過多點多軸激勵進行試驗考核，取得了很好的效果。李根成和姜同敏[2]通過分析導彈周圍的氣動擾流特性，并引用國內外空空導彈的掛飛振動實測數據，指出了GJB899 中對整彈掛飛振動要求的不合理之處。并建議整彈可靠性試驗中的掛飛振動應采用20～2000 Hz 的寬帶隨機振動，且導彈頭部振動量級應比導彈尾部的振動量級低3～6 dB，這樣才能真實地模擬氣動擾流引起的振動效應。實踐表明，采用該研究成果的實驗室試驗結果與空中掛飛試驗結果相近。郭迅，郭強嶺[3]通過對空空導彈壽命期內經歷的振動環(huán)境進行分析，針對運輸、掛機飛行以及自由飛行狀態(tài)下振動產生的主要誘因，結合相關標準及國外相關測試數據，初步提出了針對空空導彈的試驗條件與試驗方法，為相關設計人員提供了參考。張江濤[4]根據直升機外掛設備掛飛振動環(huán)境的特點和相關標準，提出將各型直升機的正弦頻點疊加至同一隨機譜型中，并結合現有振動控制儀能力，提出寬帶隨機疊加正弦掃頻的綜合振動頻譜考核方法。魏英魁[5]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效果的影響。李陽[6]針對某型機掛載吊艙試飛時出現的異常振動現象，采用計算流體力學和試驗數據分析相結合的方法，分析了該現象產生的原因。劉未學[7]探討了掛飛的可靠性試驗、性能試驗及作為輔助試驗的方法。

針對掛飛振動環(huán)境試驗條件的制定，國內學者也進行了相應的研究[8]，國軍標和美軍標均給出了相應的制定方法[9-10]，其中給出的內部儀器和艙段的振動環(huán)境條件計算公式，計算方法考慮了導彈掛架的形式、導彈氣動布局形式、飛行參數和導彈外形及質量參數的影響。

綜上所述，學術界對飛行器掛飛振動環(huán)境試驗技術研究較多，而對掛飛振動環(huán)境的影響研究較少。一方面，掛飛振動環(huán)境研究是掛飛振動環(huán)境試驗條件制定的基礎，另一方面軍標中的振動環(huán)境試驗條件制定方法為統(tǒng)計已有飛行器實測數據而得，對后續(xù)飛行器適應性性如何無法判斷。因此，需要根據實測數據，結合飛行器掛飛特性，綜合分析各種因素對導彈掛飛環(huán)境的影響，是非常必要的工作。本文利用實測數據，詳細分析了掛飛振動環(huán)境的各影響量，為振動環(huán)境設計提供了有力的證據。

1 掛飛振動環(huán)境激勵來源分析

結合導彈掛飛環(huán)境剖面，通過分析，導彈掛飛過程中經受的振動主要來源于以下三個方面：a）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。進一步講，這類振源在高頻部分很重要，因為低頻部分主要來自以下b）和c）分析的幾個振源。b）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系相對不大。同一飛機局部的湍流在飛機和導彈之間變化很大，例如掛架的尾流。一般情況下，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構（如空氣舵）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狀態(tài)、結構形式、質量密度和飛行動壓的影響。這種環(huán)境的振動的高頻最好使用機械振動和聲綜合來模擬，低頻和中頻部分用機械激勵來模擬。c）載機的振動是通過結構傳遞到導彈上的。整個振動系統(tǒng)（飛機和導彈）是低頻振動系統(tǒng)，系統(tǒng)的最低固有頻率一般低于20Hz，將導彈與飛機振動的高頻部分隔離。

2 振動量級影響分析

本小節(jié)分別對導彈掛飛中高頻和低頻振動環(huán)境的影響因素進行了分析，其中包括了影響因素和全彈各部位振動環(huán)境的差異特點。

2.1 中高頻振動

導彈掛飛過程中，導彈結構的中高頻振動量級主要受到第1節(jié)中的b）影響，其與掛飛的飛行參數相關，如飛行高度、飛行動壓和飛行馬赫數。

a）導彈同一部位的振動量級與飛行參數的關系密切

在載機掛導彈飛行過程中，在載機帶彈爬升、平飛、下降段，導彈彈頭中某一法向振動測點均方根值與載機飛行動壓對比曲線分別如圖1~圖3所示。其中，振動測點測量頻帶為20Hz~2000Hz。從圖上可以發(fā)現，導彈同一部位的振動量級與飛行動壓和馬赫數的變化趨勢較為一致，尤其在平飛段，振動總均方根與飛行動壓的變化趨勢基本一致，但在低空飛行段，如爬升段和下降段，振動總均方根與飛行動壓和馬赫數的變化趨勢存在差異。

經分析，導彈在外部掛飛過程中，其前端結構的振動激勵來源主要為外部氣流脈動，可以通過氣動噪聲進行衡量，其量級與氣流脈動壓力系數和飛行動壓乘積相關，其中前者與飛行馬赫數、結構氣動外形（如錐角和表面粗糙度等）和飛行攻角相關，其中，對于平飛巡航工況，其飛行的攻角較小，該參數的影響在該處忽略，因此掛飛飛行參數對導彈結構中高頻響應的影響是綜合飛行馬赫數、結構氣動外形和飛行動壓決定的。由于在平飛段，載機飛行馬赫數和飛行攻角相差較小，此時的脈動壓力系數基本相當，導致外噪聲量級與飛行動壓近似成線性變化規(guī)律，因此振動量級與飛行動壓關系呈現出類似線性變化的趨勢；而對于上升段和下降段，載機飛行馬赫數相差較大，導致脈動壓力系數相差較大，外噪聲量級與飛行動壓不存在類似線性的關系，從而導致導彈結構的振動量級與飛行動壓和馬赫數的變化趨勢均存在差異。

b）導彈各部位在同一飛行時刻的振動量級沿彈體軸向存在一定差異

對比導彈從頭部到尾部的三個振動測點的響應值曲線，見圖4，其中各測點均為20Hz~2000Hz，測量頻帶的振動傳感器。可以發(fā)現導彈從頭部到尾部在同一時刻響應逐漸增大，分析發(fā)現可能是由于導彈中部結構靠近導彈發(fā)射架，該位置的振動響應一方面受到導彈發(fā)射架與導彈間的氣流干擾的影響，另一方面受到載機機翼的中高頻振動的影響，因此其響應整體強于導彈頭部，另外較導彈中部結構，導彈尾部結構受到導彈發(fā)射架的尾流的影響，其對導彈的空氣舵產生較大的激勵作用，造成該部位響應較中部稍大，而對于同一外形的導彈發(fā)射架，其尾流影響作用的大小與載機飛行參數相關。因此，在掛飛的同一時刻，全彈結構的響應從前至后是有增加的趨勢。

c）導彈振動量級受載機發(fā)動機噪聲影響較小

載機掛載導彈起飛前，在地面進行測試，測試時飛機發(fā)動機以快車啟動，此時導彈的振動源為載機發(fā)動機噪聲，實測響應總均方根值時域歷程見圖5，最大值不到0.1g，因此載機發(fā)動機噪聲對于掛飛導彈的影響較小，可以不考慮其影響。

圖1 載機帶彈爬升段導彈前段振動與動壓關系對比圖

圖2 載機帶彈平飛段導彈前段振動與動壓關系對比圖

圖3 載機帶彈下降段導彈前段振動與動壓關系對比圖

圖4 彈各部位在同一飛行時刻的振動量

圖5 地面快車啟動測試模飛的時間歷程曲線

綜上所述，可以得出導彈中高頻振動主要是受載機飛行帶來的氣動噪聲影響。

2.2 低頻振動

從1.1節(jié)的c）分析可以看出導彈掛飛過程中的低頻振動主要與載機機翼的振動環(huán)境有關，后者的振動通過掛架傳遞到導彈上。

慣組加表時間歷程以及典型時段的功率譜密度曲線如圖6所示。從圖上可以發(fā)現，在各測點均在5Hz、15Hz、25Hz處均存在能量較大的諧振峰，根據導彈全彈模態(tài)計算和試驗結果，該頻率均不是全彈模態(tài)，另外由于導彈發(fā)射架剛度較大，因此分析該3個頻率為機翼掛彈后的模態(tài)頻率，這也由載機掛彈的全機地面共振試驗（GVT）結果驗證。

圖6 y向加表時間和功率譜密度曲線歷程

3 結論

本文利用實測數據，詳細分析了掛飛振動環(huán)境的各影響量。通過分析，可以得到以下結論：1）導彈同一部位的振動量級與飛行參數的關系密切；2）導彈各部位在同一飛行時刻的振動量級沿彈體軸向存在一定差異；3）導彈的振動量級受載機發(fā)動機噪聲影響較小；4）導彈低頻振動量級的變化趨勢與載機機翼特性關系較大。通過研究，綜合導彈掛飛實測數據和掛飛特性，梳理了各影響參數對掛飛振動環(huán)境的影響，分析了導彈掛飛振動環(huán)境隨時間和空間分布的特點，為導彈掛飛振動環(huán)境的設計提供了有力參考。

[1] 蘇華昌, 張鵬飛, 于亮. 外掛設備掛飛振動試驗技術研究[J]. 強度與環(huán)境, 2017, 44(6): 23-30.[SU Huachang, ZHANG Pengfei, YU Liang. Study on captive flight vibration test technology of external store[J]. Structure & Environment Engineering, 2017, 44(6): 23-30.]

[2] 李根成, 姜同敏, 陳衛(wèi)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, 27(1): 36-39. [Li Gencheng, Jiang Tongmin, Chen Weidong. Research on Vibration of Air-to-Air Missile in Reliability Test[J]. Journal of Vibration, Measurement & Diagnosis. 2007,27(1):36-39.]

[3] 郭迅, 郭強嶺. 空空導彈振動試驗條件分析[J]. 裝備環(huán)境工程, 2012, 9(3): 99-103. [GUO Xun, GUO Qiang-ling. Analysis of Vibration Test Condition of Air-to-air Missile[J]. Equipment Environmental Engineering. 2012, 9(3):99-103.]

[4] 張江濤. 適應多型直升機的外掛設備掛飛耐久壽命考核方法探討[J].裝備環(huán)境工程, 2014, 11(4): 54-57. [ZHANG Jiang-tao. Discussion on Helicopter-carrier Equipment Needs to Equiped Different Helicopter Captive Flight Duration Life Evaluation[J]. Equipment Environmental Engineering, 2014,11(4): 54-57. ]

[5] 魏英魁, 張曉穎. 機載戰(zhàn)術導彈掛飛環(huán)境地面振動試驗方案研究[J]. 裝備環(huán)境工程, 2018, 15(1): 70-73. [WEI Ying-kui, ZHANG Xiao-ying. Experimental Research on Ground Vibration Test of Airborne Tactical Missile in Hanging Flight Environment. Equipment Environmental Engineering. 2018, 15(1): 70-73.]

[6] 李陽, 雷鳴. 吊艙異常振動問題分析[J]. 現代機械, 2017(6): 25-28. [LI Yang, LEI Ming. Analysis of abnormal vibration of pods[J]. Modern Machinery, 2017(6): 25-28.]

[7] 劉未學. 空空導彈飛行試驗掛飛問題探討[J]. 航空兵器, 1996(1): 21-24.

[8] 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.

[9] GJB150A-2009《軍用裝備實驗室環(huán)境試驗方法》[S].

[10] MIL-STD-810G. Environmental engineering considerations and laboratory tests[S].

The Influence Factors of the Aerial Embarkation Flight Vibration Environment of the Missile

WANG Liang CAI Yi-peng ZHOU Jian-bo Wang Yi Wang Li-hua

(China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

According to the test data, the influence factors of the aerial embarkation flight vibration environment of the aircraft is investigated. Firstly, the exciting sources of the aerial embarkation flight vibration environment are analyzed. Secondly, the relationship of the sources to the vibration environment is studied. It is found that the high frequency vibration has relationship to fly dynamic pressure, Mach number and the figure of the missile and the low frequency vibration has relationship to dynamic of the wing.

vibration; dynamic pressure; Mach number; structure dynamic

V414.3+3

A

1006-3919(2020)02-0032-04

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2020.02.005

2019-11-08；

2020-01-19

國防基礎科研項目(JCKY2016203B032)

王亮（1985－），男，高工，研究方向：高超聲速飛行器總體設計；（100076）北京9200信箱1分箱-1總體二室.