飞行器拦阻着陆冲击试验分析

2010-02-23孙建勇张建军

装备环境工程 2010年6期

孙建勇，张建军

（中国航空综合技术研究所，北京 100028）

飞行器拦阻着陆冲击试验主要用于模拟飞行器以大下沉速度着陆、并使用拦阻索进行快速减速，以实现短距离滑行的情况。目前国内对该环境特性尚不了解，基于上述情况，笔者对飞行器拦阻着陆冲击试验及其免除方法进行分析，为GJB 150.18 的贯彻实施提供参考。

1 飞行器拦阻着陆的动力学环境特征

飞行器拦阻着陆主要发生在舰载飞机上。由于舰面跑道相对较短，为确保飞机着舰成功，舰载飞机常采用大下沉速度着陆，因此着陆瞬间将承受比飞机正常着陆大得多的冲击载荷；着舰后采用拦阻索来使飞机迅速减速，由于拦阻索的柔性特征，在拦阻过程中飞机将经受较大的负向过载，同时还将经受持续时间较长的瞬态振动。

典型拦阻着陆的加速度时间历程如图1所示[1]。图1 为安装在飞机挂架上的外挂舱体结构的垂向、侧向及纵向上的典型加速度响应，对应的测量数据为直流耦合，并通过截止频率为70 Hz 的低通滤波。这3 个时间历程都表明：开始时是一瞬态冲击过程，接着是持续大约3 s 的瞬态振动。很明显，纵向的时间历程有较大的负向稳态分量，其物理意义为经受了较为稳定的负向拦阻加速度，用于飞机快速减速。

图1 飞机外挂舱体结构上测量记录的拦阻着陆3 个轴向加速度响应时间历程Fig. 1 Measured three axis acceleration response time histories of outer store component during arrested landing

从图1中纵向加速度时间历程还可以观察出与飞机拦阻着陆事件相关的物理特征：整个着陆过程分为3 个阶段，第1 阶段为着陆前250 ms 左右，这时飞机处于加速状态，其加速度约为3g；第2阶段飞机开始以大下沉速度着陆，外挂舱体3 个方向均经受较大的冲击，其持续时间约为800 ms；第3阶段拦阻索开始起明显作用，外挂舱体开始经受近似稳定的负向加速度，飞机开始迅速减速，持续时间约3 s。

综上所述，由于采取大下沉速度着舰，着舰后又受到拦阻索和跑道的联合作用，飞机的拦阻着陆经受的动力学环境呈现为先经受较大的瞬态冲击，再经受一个持续时间较长的瞬态振动。

飞机拦阻着陆过程中，对机体结构和机载设备影响较大的阶段为量值较大的瞬态冲击阶段。以图1 为例观察时域波形，瞬态冲击阶段近似为正弦波形，正弦波的频率约为5～10 Hz，其y 轴向最大加速度为10 g，最大位移近似为：

即 y 轴向振幅在 25 ～100 mm 之间，此振幅远大于常规的冲击试验，因此拦阻着陆冲击本质上为低频大位移冲击。

由于飞机着陆频繁，长时间和高频率经受这种低频大位移冲击，将会在设计不当的机载设备上累积起明显的低周动态疲劳损伤。另外，大的振幅还可能超出材料的弹性范围，进入材料的塑性区，从而引起材料的塑性变形，造成产品结构的破坏。

2 拦阻着陆冲击和正常着陆冲击对比

图2为固定翼飞机正常着陆情况下测得的典型加速度响应[2]。由图2 可知，在正常着陆情况下，飞机经受的冲击加速度峰值较低，多数情况下该峰值低于飞机正常飞行过程中诱发的振动，因此，多数着陆冲击造成的破坏效应是可以忽略不计的。这也是机载设备一般按GJB 150 规定的基本设计冲击进行冲击试验的主要原因，因为该条件完全能够覆盖由着陆冲击环境条件诱发的峰值破坏效应。

图2 正常着陆冲击响应Fig.2 Normal landing shock response

对比图1和图2可以看出，拦阻着陆造成的冲击加速度响应远大于正常着陆冲击，其加速度峰值一般比飞机正常飞行过程中诱发的振动大，因此，其冲击环境效应不能忽略。对于舰载飞机来说，一般情况下每年都经受数百次的拦阻着陆，拦阻着陆冲击效应不能忽略。

3 拦阻着陆冲击和基本设计冲击对比分析

当前，对机载设备进行冲击试验一般按GJB 150.18-86[3]进行，该标准规定使用基本设计冲击试验对机载设备耐冲击能力进行考核，其冲击试验条件为：

1）冲击波形：半正弦波；

2）冲击加速度峰值：15g；

3）冲击脉冲持续时间：11 ms；

4）冲击方向：三轴六向；

5）冲击次数：每方向3次，共进行18次冲击。

图3为半正弦波冲击响应谱对应的广义频率曲线（冲击响应谱），该曲线对应的品质因子Q=20。

图3 半正弦冲击广义频率曲线Fig.3 General frequency curve of half sine shock

假定机载设备经受了上述基本设计冲击，其脉宽D=11 ms，分析其响应情况。以图1所示冲击响应为例，假定图1 外挂瞬态冲击响应的频率为10 Hz，显然该频率是飞机或外挂的固有模态频率。根据图3，其归一化频率fd=0.11 Hz，对应的最大响应系数约为0.4，如果响应为图1中的10g，则要求经受的半正弦波的峰值为25g，显然GJB 150.18-86 规定的15g的基本设计冲击不能覆盖飞行器的拦阻着陆冲击。

因此，对于飞行器来说，当前常用的基本设计冲击不能充分覆盖拦阻着陆冲击，拦阻冲击试验是否免除必须根据产品的响应情况，需要通过响应等效分析的手段来确定。

4 拦阻冲击试验免除

拦阻冲击试验项目的免除包括2种情况：

1）该机载设备经历了非常严酷的振动试验，振动试验条件能够覆盖拦阻冲击环境效应；

2）该机载设备经历的其它冲击试验项目，如基本设计冲击试验项目，其量值能够充分覆盖拦阻冲击环境效应。

4.1 随机振动试验后免去拦阻冲击试验条件分析

新版GJB 150.18A[4]规定：“如果对系统完好性的要求相当，在进行过任一足够严酷的随机振动试验的轴向上，就不需要再沿这些轴向进行任何冲击试验程序。如果有关标准规定装备要进行随机振动试验和冲击试验，根据规定的随机振动激励谱求得的单自由度系统的高斯3σ加速度响应谱，在指定的固有频率范围内每一处都超过根据规定的冲击激励求得的最大加速度冲击响应谱，则认为随机振动试验是足够严酷的，可用一个相对比较高量级的随机振动试验来替代相对较低量级的冲击试验。”

机载设备受冲击激励造成的破坏效应，主要取决于其响应的最大值，其次才是衰减振荡的各个峰值。随机振动激励造成的破坏也是由较大的峰值造成的。一般机载设备受冲击次数较少，而随机振动的峰值按正态分布，其峰值等于3σ的概率虽然较少，若振动时间较长，累积起来后大于等于3σ的次数必然比冲击次数多；若冲击响应谱处处小于随机振动3σ响应谱，那么进行随机振动考核产品性能时已覆盖了冲击考核作用，因此随机振动试验后可免去冲击试验。至于冲击的多个小峰值造成的疲劳损伤，则远小于振动引起的疲劳损伤，振动覆盖冲击更不成问题。

随机振动试验的3σ响应谱为单自由度系统的固有频率的函数，可由下式给出：

式中：A（f）为随机振动试验3σ响应谱在频率f处的幅值；G（f）为在频率f 处的加速度谱密度值；Q为品质因数，一般取10，可通过振动测试手段获得。

举例说明随机振动3σ响应谱的计算。图4 为某一随机振动试验谱，取图4中拐点来确定其3σ响应谱，计算结果如图5所示。

图4 随机振动试验谱Fig.4 Random vibration test spectrum

图5 与图4随机振动试验谱对应的3σ响应谱Fig.5 Equivalent 3σ response spectrum corresponding to random test spectrum shown on fig.4

如果某产品按图4给出的谱形进行随机振动试验，其冲击试验对应的冲击响应谱在20～2 000 Hz频率范围内处处小于图5 对应的值，则随机振动试验可以代替该冲击试验，冲击试验可以免去。

4.2 基本设计冲击试验后免除拦阻冲击试验条件分析

鉴于机载设备均会按GJB 150.18-86 规定的基本设计试验进行考核，并且冲击产生的破坏效应与产品上产生的最大加速度响应相关，因此，可以通过对比加速度响应峰值的方法来分析基本设计冲击试验能否覆盖拦阻着陆冲击[5]。

一般情况下拦阻着陆冲击在机体结构上产生的响应峰值不会超过15g，因此，假定拦阻着陆冲击在机体某位置产生的响应峰值为15g，其对应的响应频率为10 Hz，其响应近似为瞬态正弦波，正弦波持续时间较长（例如1 000 ms，即持续了10 个周期的正弦振动），分析了安装在其上的机载设备的最大响应。

图6 为10 个周期正弦波的冲击响应谱（其它瞬态正弦波的冲击响应谱类似）。由图6可知，当机载设备一阶固有频率大于等于瞬态冲击频率的5 倍时，其最大响应系数保持为1，冲击响应峰值不发生放大，和激励峰值保持一致，即15g的激励峰值在机载设备上引起的响应峰值也将保持在15g；对于基本设计冲击，由图3 可知其广义频率大于0.3 Hz，即机载设备一阶固有频率大于30 Hz时，其最大响应系数大于等于1，这时基本设计冲击在机载设备上引起的加速度响应峰值大于等于15g。因此，当拦阻着陆冲击在机体结构上产生的响应峰值不超过15g 时，如果机载设备一阶固有频率不低于瞬态冲击频率的5倍，并且该固有频率大于等于30 Hz，基本设计冲击能够覆盖拦阻着陆冲击。