弹架系统振动响应特性测试

傅 博，张胜利

(1.空军驻洛阳地区军事代表室，河南洛阳 471009；2.中国空空导弹研究院，河南洛阳 471009）

弹架系统振动响应特性测试

傅 博1，张胜利2

(1.空军驻洛阳地区军事代表室，河南洛阳 471009；2.中国空空导弹研究院，河南洛阳 471009）

为给空空导弹与发射装置的振动防护设计提供振动响应数据，本文选取GJB150规定的组合式外挂系统振动条件，对某型发射装置与空空导弹进行随机振动响应测试。采用前、后挂点两点平均值激励控制，得到发射装置6个测试点、导弹12个测试点的功率谱密度和均方根加速度响应值。试验结果表明：（1）发射装置与空空导弹每个位置上的振动响应随激励载荷的增大而增大。（2）发射装置靠近前后挂点的响应放大较小，前端后端放大较大，呈现双悬臂梁特征。（3）导弹除了2个测试点之外均小于激励载荷，呈现吸收能量的细长柔软弹性体特征，增大的测试点为弹体的振动模态响应结果。

空空导弹；发射装置；随机振动响应；功率谱密度；均方根加速度；测试

0 引 言

振动环境可使空空导弹与发射装置系统发生结构疲劳、变形、断裂等故障,为了保证系统结构在振动力学环境下可靠工作,需要开展振动环境适应性研究,实施防振动设计。在这些研究和设计中,主要包括三个方面内容：一是得到系统振动环境,并在此环境条件下进行振动试验,以确定系统结构是否能够经受预期的振动环境应力。众多文献对空空导弹与发射装置的振动条件、振动应力和试验方法进行了分析和探讨［1-5］；二是采用有限元法,根据系统振动环境求解随机振动条件下结构的振动响应,从而进行疲劳强度与寿命分析［6-7］；三是在振动环境条件下实际测试系统各个位置的振动响应,以修正有限元计算模型,实施结构布局设计和部(组)件的振动防护设计。由于受到试验资源的限制,在振动环境条件下对振动响应的实际测试并不多见。

本文选取某导轨发射装置(挂架)和空空导弹作为测试对象,采取典型的GJB150组合式外挂系统振动环境［8］,利用现有的随机振动试验设备,对发射装置和空空导弹不同的位置进行了振动响应测试,得出振动响应功率谱密度和均方根加速度值,分析振动响应的特点和规律,为系统开展有限元分析、结构布局设计和振动防护设计提供理论研究基础数据。

1 试验环境条件

采用GJB150“喷气式飞机携带的组合式外挂(包括挂飞的导弹)”振动环境条件,按照宽带随机振动试验方法,在试验件的实际安装方向(即垂直方向)进行振动试验。试验谱及量值如图1所示,试验时按-12 dB,-10 dB,-8 dB,-6 dB,-4 dB, -2 dB,0 dB共7级逐级加载,每级载荷振动时间不低于5 min,并保存各测试点的响应曲线。

图1 振动试验激励谱曲线

2 试验系统与安装

图2 试验系统及安装示意图

试验系统及安装如图2所示,试验所用的设备如表1所示。先将试验件安装到试验夹具上并悬挂导弹,然后将试验件、试验夹具及导弹组合体用螺栓固定到振动试验台上。试验所用的发射装置质量为40 Kg,导弹质量为213 Kg,长细比为18。

表1 振动控制及测试设备的主要性能指标

3 控制点和测试点布置

表2 第一次试验传感器位置

表3 第二次试验传感器位置

分别在前挂点、后挂点附近的试验夹具上选取一个点作为控制点,在发射装置、导弹上选取若干个点作为测试点。控制点和测试点布置如图2所示,发射装置和导弹各自的坐标系原点均在其最前端。受控制仪采集通道数量的限制,每次只能采集6个测试点的加速度响应,因此分成3次进行试验,每次试验的加速度传感器位置坐标如表2～4所示。每次试验选取1～2通道号传感器为控制传感器,采用平均值控制；选取3～8通道号传感器为测试传感器,测量相应位置的加速度响应。第一次试验在发射装置上采集6个测试点,第二次和第三次试验在导弹上共采集12个测试点。

表4 第三次试验传感器位置

4 试验数据

4.1 发射装置振动响应

发射装置随机振动0 dB级加速度响应测量曲线如图3所示(其余6级曲线图因篇幅所限略去),图4为相应的控制激励谱图。

图3 第一次试验0 dB功率谱密度曲线

图4 第一次试验0 dB控制谱曲线

根据每一级加速度响应测试曲线,可以得到相应的振动响应均方根值,响应均方根值、发射装置测试坐标和激励载荷的关系如图5～6所示。

图5 发射装置测试点值与控制载荷的关系

4.2 导弹振动响应

第二、三次导弹随机振动0 dB级加速度响应测试曲线如图7～8所示(其余6级曲线图因篇幅所限均略去)。

图6 发射装置各测试点值分布关系图

图7 第二次试验0 dB功率谱密度曲线

图8 第三次试验0 dB功率谱密度曲线

两次导弹振动响应均方根值、导弹测试坐标和激励载荷的关系如图9～11所示。

图9 第二次试验弹体上测试点值与控制载荷的关系图

图10 第三次试验弹体上测试点值与控制载荷的关系图

图11 导弹弹体各测试点值分布关系图

5 结 论

从空空导弹与发射装置系统振动响应测试数据中得出如下结论：

(1)从图4控制激励谱来看,尽管两个控制点的控制加速度量值基本一致,但控制激励载荷谱形存在差异,尤其在250 Hz和430 Hz附近的频带内,前挂点和后挂点两者的加速度功率谱密度值相差较大,表明弹架系统前挂点在该频率附近存在共振放大,应对临近前挂点的设备进行防振动设计和分析；

(2)由图5～6可知,发射装置上的振动响应随激励载荷的增大而增大,靠近前后挂点的三个响应测试点对输入载荷的放大较小,而发射装置的前端和后端出现显著的增大,使得发射装置表现为一个中间支持、两端自由的双悬臂梁特征；

(3)由图9～11可知,导弹弹体上各测试点的加速度响应量值也随激励载荷的增加而增加,但弹体的响应除第4点(1 530,0)和第10点(480, 0)两点之外均小于激励载荷,表明作为细长体的导弹弹体为一相对柔软的弹性体,将部分输入能量吸收,使得响应量值有所减弱,对于增大的两个测试点则为弹体的振动模态响应的结果。

［1］樊会涛.空空导弹挂飞振动试验探讨［J］.航空兵器, 1997(5)：12-15.

［2］郭强岭,李立名.空空导弹挂飞振动试验条件探讨［J］.航空兵器,2003(6)：21-23.

［3］樊会涛.响尾蛇导弹对挂飞振动环境的响应［J］.航空兵器,1988(6)：39-45.

［4］李根成,姜同敏,陈卫东.空空导弹可靠性试验振动应力研究［J］.振动、测试与诊断,2007(1)：36-39.

［5］郭迅,郭强岭.空空导弹振动试验条件分析［J］.装备环境工程,2012,9(3)：99-103.

［6］谢军虎,占学红.某型轨式发射装置振动疲劳强度分析［J］.弹箭与制导学报,2012(5)：171-174.

［7］张翼,杨晨,罗杨阳.随机振动载荷下导弹吊挂疲劳寿命分析［J］.机械科学与技术,2013(11)：1675-1679.

［8］GJB150.16-1986军用设备环境试验方法：振动试验［S］.北京：国防科工委军标出版发行部,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，河南睢县人，高级工程师，研究方向为系统可靠性工程。