典型机载设备加速振动试验应用方法研究

钱自富，张庆军，陈涛

典型机载设备加速振动试验应用方法研究

钱自富，张庆军，陈涛

（四川九洲电器集团有限责任公司，四川 绵阳 621000）

为了提高加速振动试验方法在高新军用装备中工程化应用的准确性和可操作性。由于在合理的加速等级下，较大的振动能量可能导致试件局部振动疲劳累积损伤机理发生改变，因此在传统加速振动试验中充分评估结构试件的频率响应特性，得出一种修正的加速振动试验方法。首先结合计算机辅助分析手段对试件进行模态分析及频率响应分析，识别试件的薄弱部位。其次利用结构动力学特性测试手段，对薄弱部位的实测动态特性进行分析，并对超出加速响应限的加速度幅值进行修正。以典型的机载设备结构作为研究对象，将试件薄弱部位的频率响应幅值控制在合理的放大系数范围内，保证加速破坏机理的一致性，修改后加速振动试验结果与长周期正常等级振动试验结果特征一致。该方法符合国军标中振动试验方法的有关规定，可在装备研制过程中对设备结构部件的加速振动试验加以工程化应用。

加速振动试验；机载设备；电子设备

军用装备振动试验的目的是使得装备能够承受寿命周期内的振动并能正常工作[1]，而对装备采用加速试验技术则可以满足产品快速研制、高可靠和长寿命的需求。机载设备结构的可靠性及疲劳寿命除了在设计阶段进行预估外，只能通过实验室环境的实验测试分析。为了提高设备实验室环境寿命试验的效率和经济性，需要对设备进行等效加速振动试验[2]。现有文献对加速振动试验的研究主要集中在加速因子的计算、加速环境的量级的等效性及寻找和改善产品薄弱部位的研究等方面[2-5]。国内20世纪80年代已制定了适用于飞机机载设备、附件及结构部件的加速振动强度试验方法及标准，对加速振动试验量级进行了规定[6]。美国国防部试验方法标准MIL-STD-810G对现代装备的振动加速试验量值和试验方法进行了规定[7]。随着军用机载装备外场环境可靠性需求程度以及现代装备结构复杂度的增加，上述文献所研究的振动加速试验方法及要求存在的缺陷逐渐突显：复杂产品的等效加速量后振动疲劳破坏机理可能发生改变；推荐的试验方法趋于保守，难以保证高新装备研制试验的经济性；实际工程应用难度高。

随着计算机技术及测试技术的发展，新的试验手段和方法已经层出不穷，如分频段加权及分析[8-11]。文中结合军用装备的研制现状，以典型机载设备为试验研究对象，在现有振动加速理论、动力学特性传递理论等基础上，提出一种易于工程应用的加速振动试验方法，可从一定程度解决军用装备在工程研制阶段遇到的典型振动加速试验问题。

1 理论依据

1.1 加速振动试验必要理论条件

用加速振动试验对试件结构在振动环境下的疲劳特性进行评估的基本必要条件是：结构的破坏特性具有累积损伤特性；结构的薄弱部位在加速振动环境下具有与一般振动环境下相同的振动破坏机理[4]。

1.2 振动破坏机理

在外场振动环境下，装备的振动破坏形式一般分为振动疲劳破坏和振动峰值破坏两类[12]。振动疲劳破坏是振动应力对试件的损伤累积到一定期望值时结构发生破坏，此种破坏具有累积特性。振动峰值破坏是由于振动应力值超过结构能承受的某一阈值时发生的破坏，此种破坏具有即发性。

1.3 疲劳累积损伤理论

根据疲劳累积损伤理论，在振动应力作用下设备结构会产生一定量的损伤，当损伤量达到一定值时，构件将产生裂纹从而导致破坏[4]。这种疲劳损伤的累积是线性的，即不同量级的载荷使产品的增量损伤可以线性相加。振动应力下试件的累积损伤度表述为：

式中:n是应力幅值为时的实际循环数，可用幅值概率密度函数表示；而N表示应力幅值为时的破坏循环数，可由-曲线方程确定。一般情况下当= 1时，构件发生破坏，并由此获得构件发生破坏时的寿命时间。

1.4 动态传递特性理论

在零初始条件下，系统在单位幅值输入激励的作用下产生的输出幅值，称为对应于输入()和输出()的频率响应函数()，如图1所示。

图1 系统动态特性

在单输入单输出(SISO)的情况下，系统的频率响应函数就是输出、输入的付氏变换的比值[12]。

利用频率响应函数的一致性，保证在加速振动条件下，振动试验量值准确地传递到试件指定位置（薄弱部位），是确保振动疲劳破坏机理不发生改变的重要方式。

2 加速振动试验工程应用方法

2.1 主要流程

目前加速振动试验的一般过程如图2所示，主要步骤包括：分析产品振动失效机理，并明确产品失效过程满足加速振动条件，即振动失效形式符合疲劳累积损伤特性，并假设加速后振动破坏机理不会发生改变；根据优选加速振动模型（一般为Miner模型）计算加速因子，确定振动加速级别，并拟合振动加速试验谱线；根据产品特点拟定试验方案，包括预试验等；开展加速振动试验；根据威布尔分布对试验数据进行校验，并输出试验结果。

图2 一般加速振动试验方法

2.2. 修正加速振动试验方法

上述试验方法的基础是假设参试系统振动特性是线性的，且其振动破坏机理未发生改变，未给出加速振动后是否发生改变的评定方法和解决措施。上述方法对参试对象的动态响应特性没有进行详细考察，对试验过程影响较大的薄弱部位未进行振动特性评估，这容易忽略加速振动对参试系统振动破坏机理的影响。

事实上，由于现代军用电子产品综合化程度比较高，属于典型的非线性多自由度系统，其振动响应的非线性特征表现比较明显。例如，共振检查试验是常见的振动试验，由于考虑到系统的非线性影响，文献[13]要求，如试验谱密度小于0.05，共振检查时的正弦振动量值应小于1；相应地，试验谱密度在0.05~0.2时，为1.5，试验谱密度大于0.2时，取2。同理，在加速振动试验中，也存在类似的非线性情况。以宽带随机振动试验的加速为例，当垂直方向标准振动输入量值为1=1时，某参试系统的薄弱部位的振动响应量值为1h=2，其中包含一个共振点a，传递特性示意如图3所示。进行加速振动时输入量值为2=2时，参试系统的振动响应为2h=4.5，其中包含a，b两个共振点，即随着输入振动能量的增加，多自由度系统的频率响应特性会发生变化，响应特性示意如图4所示。

对比图3和图4可知，当振动l输入量值由1增大到2时，参试系统有新的响应特性被激发出来，同时响应量值也并非由2变为4，而是变为4.5。由此可知，经过加速振动，该参试系统薄弱部位的疲劳破坏机理已发生改变，即参试产品在实际工作过程中本不会受共振频率a点以外的其他共振频率的影响，但加速振动使其受到了来自于b点的谐振频率影响。此种情况下的加速振动试验未反映参试系统真实的破坏机理，严重时会导致加速振动试验失去意义。因此需采用修正的加速振动谱线消除b点对系统造成的不良影响，目前可行的修正方法是：对加速振动输入谱进行局部修正，以将监测点的响应限制在预先规定的响应限内，即系统各频段的响应谱与标准响应谱形状相同。修正后的响应特性如图5所示。

图3 初始响应特性

图4 加速后的响应特性

图5 修正后的频率响应特性

由于参试系统在，，三个轴向的振动响应特性均不相同，故上述加速振动输入谱应在，，个轴向分别进行修正。

综上所述，结合现代计算机辅助分析（CAE）和振动测试技术，对加速振动试验方法的主要流程进行了补充，如图6所示。主要包括两部分。

图6 修正加速振动试验方法

1）在分析产品振动失效机理之前，结合CAE软件先对产品进行薄弱部位分析，对薄弱部位所在零部件进行模态测试，以充分评估加大振动量值对产品薄弱部位振动破坏机理的影响。

2）在确定振动加速级别之后，按振动量值对试件薄弱部位进行频率响应特性分析，根据响应特性对加速振动谱线进行修正，并按新量值重新计算加速振动试验各项参数（加速系数、试验时间等）。

3 实例

3.1 机载设备机箱结构的特点

机载设备机箱（Air Transport Racking, ATR）是一种在现代军机和民航飞机广泛采用的结构形式。由于现代军机具有超高速、高机动性、高复杂度等特性，ATR机箱的可靠性要求不断提高。就振动环境而言，ATR机箱不但要保证自身结构在各频段的随机振动环境下足够的结构强度，在生命周期内不产生振动破坏，还要保证ATR机箱各零件的谐振频率不会对ATR机箱内部电子元器件产生附加破坏。典型的ATR机箱主要由功能模块、箱体和安装架等部分构成，如图7所示。

图7 典型ATR机箱结构组成

带PCB的功能模块固定在箱体内，箱体通过紧定器及定位销固定在安装架上。由于紧定器和定位销与安装架存在微小间隙，安装架不但要承受机载环境的振动应力，还要承受箱体的交变振动应力。在产品研制阶段对ATR机箱进行加速振动试验，对ATR机箱的加速寿命试验及可靠性强化试验具有积极的意义。文中以ATR机箱安装架为例，对修正的加速振动试验方法的主要过程进行演示。

3.2 试验过程

3.2.1 确定损伤部位

在CAE环境下，利用模态叠加法对ATR试验件进行有限元分析，如图8所示。其中，模型简化以不影响试件结构主要动力特性为准，尽量采用六面体单元网格。按照设备装机状态约束安装架下方接触面，并结合技术文件及GJB 150.16A施加喷气式飞机振动试验对应的随机振动载荷。经分析安装架的最大等效应力位于出线盒下方钣金件弯曲边缘，将其定义为薄弱部位，进一步分析可知其振动破坏机理属于疲劳累积损伤带来的振动破坏。薄弱部位识别一般对加速与否的随机振动载荷不敏感，故可任选其一作为载荷输入。

图8 CAE模型及薄弱部位应力云图

3.2.2 加速振动频率响应分析

1）根据平台给出的振动条件及加速因子，确定加速振动试验基本谱线。如图9所示，图9a为不加速振动试验谱线，试验频段为15~2000 Hz，加速度谱密度为0.04~0.0162/Hz；图9b为加速振动试验基本谱线，取随机振动加速倍数为2.14[10]，则对应加速度谱密度值为0.0856~0.34242/Hz。

图9 加速振动试验谱线

2）对比试件在不加速和加速振动环境下试点的振动频率响应。如图10a所示为不加速振动试验时试点位置的振动频率响应谱，图10b为加速振动试验时试点位置的振动频率响应谱。虽然量级增大，两者在频域内大部份频段的响应放大趋势趋于一致，但在1250 Hz处出现了新的尖峰（谐振响应），因此需要对加速振动输入谱线按前文所述方法进行修正。

图10 加速振动试验响应谱线对比

3）修正的加速振动试验谱及其响应谱。在图9b基础上，对新出现的谐振点的振动量级进微调，直至该点响应幅值接近预期响应放大幅值。主要有两种微调方式：立体振动夹具在800~2000 Hz出现谐振峰的概率较大，可优化夹具刚度，排除夹具影响，此方法对已成型的夹具不易操作；调整谐振点的输入控制分贝或谱密度，改变频率响应放大幅值。修正后的加速振动试验谱及响应谱如图11及图12所示。

图11 修正的加速振动试验谱

图12 修正的加速振动试验谱响应谱线

3.2.3 加速振动试验及效果分析

根据修正后试验量值的变化情况求解新的加速试验参数和时间，并继续开展试验，图13为某模装试件在振动台上的安装示意图。

图13 试件安装示意

预定试验时间结束后对试件进行查看，如图14所示，在安装架弯角位置出现了振动应力累积损伤裂纹。

图14 试件出现裂纹示意

对试验结果进行分析可得出如下结论：经过加速振动试验，试件在安装架弯角处出现了疲劳裂纹，与CAE薄弱部位识别及正常振动试验基本一致；修正后的加速振动试验出现的疲劳裂纹直线长度约为25 mm，与正常振动试验裂纹长度误差约6%，对于多自由度系统，该结果已较为理想；通过过程监控，发现薄弱部位出现初始裂纹位置及随着试验进程的扩展路径与正常振动试验现象基本一致。综上所述，基本确定修正后的加速振动试验振动疲劳破坏机理未发生改变，效果满足预期效果。

4 结语

所述方法以典型的机载设备结构作为研究对象，研究结果表明，在遵循传统的加速振动试验方法基本流程的基础上，结合CAE手段能够对试件薄弱部位进行精准定位，结合动力特性测试手段能够对偏离容限的振动载荷进行有效识别。借用国军标推荐的方法可将频率响应幅值控制在合理的放大系数范围内，试验过程可控，试验效果较为理想。整个方法的核心是保证复杂结构系统在工程应用环境下加速破坏机理的一致性，并对各环节风险加以识别和控制。

试验数据表明，该方法与正常振动试验结果特征基本一致，该方法的工程化应用可行性同时得到证明。文中的试验验证基于机载设备结构件，基本思路符合GJB 150.16A的相关要求，故可用于装备研制过程中的结构部件的考核。若需将机载设备整机结构、设备内部电气设备及元器件的加速振动试验加以工程化应用，建议辅以其他先进方法进行，必要时可对整机各薄弱部位分别采用上述方法进行加速振动试验，也可按其他具有包络特性的方法进行试验。

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Application of Accelerated Vibration Test for Typical Airborne Equipment

QIAN Zi-fu, ZHANG Qing-jun, CHEN Tao

(Sichuan Jiuzhou Electric Group Co., Ltd, Mianyang 621000, China)

To improve accuracy and operability of accelerated vibration test method in high-tech military equipment.Under the reasonable acceleration level, large vibration energy may change the mechanism of local vibration fatigue cumulative damage; so a modified acceleration vibration test method was obtained after fully evaluation of the structural response of frequency response characteristics in traditional accelerated vibration test. Firstly, modal analysis and frequency response analysis of specimen were carried out by means of CAE to identify weak parts of the specimen. Secondly, dynamic characteristics of weak parts were analyzed by the structural dynamic characteristic test method. And the acceleration amplitude exceeding the acceleration response limit was corrected.With the typical airborne equipment structure as the research object, the frequency response amplitude of weak parts of specimen was controlled within the reasonable range of amplification coefficient. The consistency of the accelerated failure mechanism was ensured. After the modification, the result of acceleration vibration test and long period normal level vibration test were consistent.The method is consistent with relevant provisions of the national military standard. The engineering applications are suggested in accelerated vibration test, which is limited to the structural components in the equipment development process .

Typical Airborne Equipment; accelerate vibration test; electronic equipment

10.7643/ issn.1672-9242.2017.11.014

TJ01；TB534+.3

A

1672-9242(2017)11-0070-06

2017-07-19；

2017-08-09

钱自富（1983—），男，四川绵阳人，硕士，工程师，主要研究方向为军用电子设备结构强度优化与试验方法、结构总体设计等。