楊強 白春玉 劉小川 常選倉 劉沖沖

摘要：針對航空武器裝備特種沖擊波形加載需求，基于小孔節(jié)流阻尼原理設計了一款具有30×45個可調節(jié)小孔的沖擊波形發(fā)生器，建立了該波形發(fā)生器動力學方程，采用四階龍格庫塔法對加載波形進行了仿真，并進行試驗驗證。結果表明，該波形發(fā)生器性能達到了模擬12g/200ms標準半正弦波指標要求，并在某艦載外掛物彈射攔阻沖擊試驗和直升機座椅垂向沖擊試驗中進行了應用，為航空武器裝備的特種沖擊試驗提供了一種驗證裝置和試驗方法。

關鍵詞：沖擊波形發(fā)生器；沖擊試驗；小孔阻尼；試驗方法；波形容差

中圖分類號：V216.5+5文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.12.006

航空裝備在服役過程中難免遭受沖擊載荷環(huán)境，如飛機的起降、外物沖擊、武器發(fā)射、艦載機彈射起飛與攔阻著艦等，這些沖擊載荷不但會影響機載設備正常運行，如電子設備在瞬態(tài)沖擊載荷作用下易導致焊點松動脫落，致使設備出現(xiàn)失靈故障，而且可能導致飛機結構損傷甚至破壞，影響飛機結構安全性。因此必須對易遭受沖擊環(huán)境的機載產(chǎn)品和典型結構進行沖擊試驗考核，以保證其裝機使用的安全。

飛機設計標準/規(guī)范中已明確提出了系列的沖擊試驗的要求，如GJB 150.18規(guī)定了機載產(chǎn)品和結構承受功能性沖擊、墜撞安全沖擊和彈射攔阻沖擊的要求；GJB 3838規(guī)定了直升機座椅抗墜毀沖擊的要求；CCAR-25對航空座椅提出了抗墜撞沖擊的要求。隨著沖擊試驗技術的發(fā)展，大部分沖擊試驗可以在標準電磁振動臺或液壓沖擊試驗臺上完成，但對于一些特殊的高量值、大脈寬、長行程沖擊波形，如艦載機彈射攔阻、機載外掛物沖擊、武器發(fā)射和爆炸沖擊等，現(xiàn)有標準試驗臺無法滿足，只能研制專用的特種沖擊波形發(fā)生器。特種沖擊波形發(fā)生器主要采用小孔油液阻尼類[1-9]或黏彈性橡膠阻尼類。

對于油液阻尼波形發(fā)生器，季馨[1]首先根據(jù)小孔阻尼原理，建立了小孔阻尼波形發(fā)生器半正弦波形的特征方程，但沒給出波形發(fā)生器阻尼小孔數(shù)量與沖擊加載位移的對應關系。徐剛[2]基于等壓式緩沖原理研制了一套滿足大中型構件的大脈寬沖擊試驗的波形發(fā)生器，但其波形調節(jié)比較困難。胡勇[3]提出一種適用于沖擊碰撞試驗的錐形間隙小孔組合節(jié)流液壓脈沖發(fā)生器。王貢獻[4-5]基于液壓耗能和節(jié)流阻尼原理，提出了一種垂向被動式液壓波形發(fā)生器，實現(xiàn)加速度峰值和脈寬分別在10～70g和10～30ms的范圍內(nèi)波形模擬。焦素娟[6]提出一種環(huán)形縫隙和阻尼孔并聯(lián)結構的液壓波形發(fā)生器。Thomas M. Hessburg[7]采用非線性動力學模型對一種大能量液壓沖擊波形器性能進行預測，但此波形器結構復雜而且成本高。丁凡[8]建立了短笛型緩沖裝置的數(shù)學模型，分析了短笛緩沖柱塞結構參數(shù)對緩沖速度及緩沖腔壓力的影響，但未對緩沖產(chǎn)生的加速度波形進一步研究。李強[9]提出了模擬汽車碰撞的吸能裝置，但加載波形依賴節(jié)制桿形狀，波形調節(jié)不方便，成本高。

對于橡膠波形發(fā)生器，黃德東[10]和Jingjing Wen[11]建立了橡膠半正弦波形發(fā)生器非線性動力學模型，給出了該波形發(fā)生器的測量和計算方法。但該模型僅對較小脈寬的波形發(fā)生器模擬精度較高。呂劍等[12]建立橡膠波形發(fā)生器生成半正弦沖擊波的理論計算模型，有效模擬和預測沖擊試驗機臺面的近似半正弦沖擊波形。吳斌[13]基于橡膠波形發(fā)生器設計了一種全氣壓驅動的垂直沖擊試驗臺，但該波形發(fā)生器受橡膠硬度和外形影響較大，對不同質量被試物體及波形需要設計不同的橡膠緩沖墊。而不適于大變形沖擊波形模擬。于治會[14]研究發(fā)現(xiàn)，橡膠非線性對產(chǎn)生波形有較大影響，易形成上尖下寬加速度波形，沖擊力越大，上尖下寬現(xiàn)象越嚴重。楊玉良[15]、高挺[16]和喬梁[17]等研制了一種用于模擬火炮射擊后坐沖擊載荷橡膠沖擊波形發(fā)生器。橡膠類波形發(fā)生器因其作用原理很難實現(xiàn)較大行程和脈寬的波形。

此外，還有以金屬圓管擴張變形原理來模擬沖擊波形，實現(xiàn)梯形波形加載[18]；有以板類結構的沖擊響應模擬爆炸沖擊波形加載[19]。但這些方法波形模擬難度大，成本高，可重復差。針對艦載機彈射攔阻、機載外掛物和直升機抗墜毀座椅的大脈寬、長行程的特種沖擊波形，以小孔節(jié)流阻尼原理，設計一套小孔可調的沖擊波形發(fā)生器，通過試驗驗證其設計性能，并應用于某艦載外掛物和直升機座椅的垂向沖擊。

1沖擊波形發(fā)生器設計

1.1小孔油液阻尼原理

由此可知，活塞受到阻尼力F與小孔面積的平方成反比，與小孔個數(shù)的平方成反比，與小孔流量系數(shù)的平方成反比，與活塞下移速度平方成正比，與活塞缸橫截面面積的三次方成正比。

1.2沖擊波形發(fā)生器設計

設計目標：滿足航空裝備大脈寬長行程沖擊試驗。設計指標：加載波形形式可調（三角波、半正弦等）、波形量值可調（最大脈沖寬度不小于200ms、幅值不小于12g等）。應用對象：航空機載外掛物、艦載機機載設備、民用運輸類飛機座椅、直升機抗墜毀座椅等。設計參數(shù)：沖擊波形發(fā)生器采用小孔油液阻尼形式，液壓油缸內(nèi)徑D0=360mm，小孔直徑d0=16mm，沿油缸周向均勻布置30個小孔，沿徑向間隔35mm設置一排小孔，共設置45排，可調節(jié)油孔數(shù)量為1350個。油液選用昆侖L-HM46號抗磨液壓油，密度ρ為0.853g/cm3。

油液阻尼波形發(fā)生器由內(nèi)缸、外缸、活塞桿、小孔等組成，如圖1所示。其運行原理是在波形發(fā)生器內(nèi)注入一定高度的油液，根據(jù)所需加載波形計算調整內(nèi)缸上小孔開孔數(shù)量及分布，活塞以一定速度壓入內(nèi)缸中，油液流經(jīng)小孔產(chǎn)生阻尼力對活塞施加反向作用力，從而實現(xiàn)加速度波形加載。該波形發(fā)生器是一個減加速度加載裝置。

假設負載總質量為M，在重力作用下，以速度u擠壓油液，可將波形發(fā)生器簡化為質量-彈簧-阻尼系統(tǒng)，如圖2所示，因此，整個系統(tǒng)的動力學方程表示為：

對于標準半正弦波A=12g，D=200ms，根據(jù)參考文獻[1]中公式計算可得沖擊最大速度為14.97m/s，最大行程為1.479m。根據(jù)公式（2）計算可知，小孔面積和小孔個數(shù)隨著活塞行程增大而逐漸減少，如圖3所示。由圖3可知，小孔個數(shù)隨活塞行程在初始時刻變化最快，然后逐漸變化緩慢，最后變化速度又加快，這與加載波形的斜率有關。由此可以得到波形發(fā)生器每排小孔的初步調節(jié)方案，用aa矢量表示，aa=[30 30 30 25 25 25 20 17 14 12 11 10 9 8 8 7 7 6 6 6 6 5 5 5 5 5 5 5 4 5 5 5 5 5 5 6 6 7 7 9 10 3 0 1]，其中aa（i）表示波形發(fā)生器第i排有效小孔的數(shù)量。得到加速度波形仿真結果如圖4所示，從圖4可知，大部分加速度波形在容差范圍內(nèi)，只有下降沿小部分超出下容差。

2垂向沖擊試驗方法及應用

2.1垂向沖擊試驗方法

垂向沖擊試驗主要基于本文設計的波形發(fā)生器，在垂直落塔上，將被試產(chǎn)品無偏心地安裝到落塔吊籃中，吊籃上部與落塔提升投放系統(tǒng)連接，吊籃下部與波形發(fā)生器活塞桿固接，吊籃由落塔提升系統(tǒng)提升至指定高度投放，在重力作用下自由落體，獲得初始速度，活塞桿進入波形發(fā)生器內(nèi)擠壓油液，從而產(chǎn)生反向阻尼力，將加速度載荷間接施加到被試產(chǎn)品上，完成一次沖擊試驗加載。落塔試驗系統(tǒng)如圖5所示。

該試驗過程中，被試產(chǎn)品與吊籃和活塞桿的總質量為M，在被試產(chǎn)品及吊籃上布置加速度傳感器，用于測量施加在被試產(chǎn)品中的加速度載荷。用激光位移傳感器測量吊籃提升的高度，用高速攝像測量吊籃下落的速度。當被試產(chǎn)品對初始速度要求不高時，可以由能量守恒，估計出吊籃提升的高度；當被試產(chǎn)品對初始速度要求嚴格時，由于吊籃滑輪與導軌間的摩擦、空氣阻力等因素存在，導致最終速度偏小，此時，需要在正式試驗前，通過多次投放調試，獲得精確的提升高度。

油液式波形發(fā)生器產(chǎn)生的波形相對比較平滑，不會產(chǎn)生次波形，但高速數(shù)采在采集過程中難免有一些噪聲或其他雜波信號，導致直接采集的信號不能反映真實加載量值，因此，在采集到數(shù)據(jù)后需要進行數(shù)據(jù)濾波處理，濾波基本原則是低通頻率不小于加載波形頻率的10倍。

2.2典型應用案例

（1）艦載外掛物彈射攔阻沖擊試驗

某艦載外掛物的彈射攔阻沖擊試驗要求是加載波形為12g/200ms半正弦波，容差為±15%。在垂直落塔試驗系統(tǒng)中，將外掛物通過專用夾具安裝到吊籃中，并安裝一定質量配重塊，將整個吊籃的重心調至中心位置，如圖6所示。為了使外掛物獲得14.97m/s的初始速度，將吊籃提升至11.43m的高度；通過調節(jié)波形發(fā)生器小孔個數(shù)和分布，獲得了滿足試驗要求加載波形，如圖7所示，其中目標譜是指標準的12g/200ms半正弦波，容差±15%是指加載譜誤差帶范圍，測試譜是指某艦載外掛物沖擊試驗中實測加速度響應曲線。從圖7可以看出，測試譜的峰值和脈沖寬度均在容差帶內(nèi)，測試譜的上升沿也在容差帶范圍內(nèi)，測試譜的下降沿有部分超出下容差，這與測試譜型“偏瘦”問題有關，于治會[14]指出加載波形“偏瘦”主要是非線性問題導致的，在第3節(jié)將對該超差問題進行評估。完成了某艦載外掛物耐彈射攔阻沖擊性能的考核。

（2）直升機座椅垂向沖擊試驗

按照GJB 3838《直升機抗墜毀座椅通用規(guī)范》相關要求，某直升機座椅設計垂向需要滿足峰值在23～28g的三角波，加載速度不小于10.2m/s的抗墜毀沖擊試驗考核，還要對乘員具有一定保護作用。在垂直落塔試驗系統(tǒng)中，將直升機座椅通過專用夾具安裝到吊籃中，座椅上加裝90kg標準假人，假人采用座椅安全帶約束，如圖8所示。為了使座椅獲得不小于10.2m/s的初速度，將吊籃提升至大于5.3m的高度，通過調節(jié)波形發(fā)生器小孔個數(shù)和分布，獲得了滿足試驗要求的加載波形，如圖9所示，其中實測譜是指座椅沖擊試驗中實測加速度響應曲線；Gmax是指沖擊加載最大加速度時的響應曲線；Gmin是指沖擊加載最小加速度時的響應曲線。從圖9可以看出，實測譜的峰值為25.21g，在23～28g范圍內(nèi)，實測譜的上升斜率也在Gmax和Gmin曲線中間，滿足標準要求。吊籃速度通過整個加速過程積分計算獲得，如圖10所示，本次加載最大速度為11.14m/s，滿足相關技術要求。

3沖擊波形影響評估

針對某飛機外掛物試驗波形下降沿超差問題，結合有限元仿真分析結果進行評估。首先，在HyperMesh軟件中將外掛物三維數(shù)模各部件簡化為殼單元，各部分連接采用tie約束，內(nèi)部減振器簡化為彈簧k和阻尼c單元，忽略產(chǎn)品內(nèi)部線路及無關細節(jié)結構，建立外掛物有限元模型。然后在ABAQUS軟件中采用模態(tài)分析法獲得外掛物的特征頻率和特征振型。最后基于模態(tài)動力學原理仿真了外掛物在標準12g/200ms半正弦沖擊波形、不同沖擊峰值、不同沖擊脈寬、不同畸變波形（下降沿超差）等載荷工況加載下的動態(tài)響應，輸出與試驗測試對應部位的加速度響應，將仿真分析加速度曲線與試驗測試作對比，如圖11所示，加速度響應峰值誤差見表1，發(fā)現(xiàn)沖擊峰值和脈寬對結構影響較大，峰值越高，結構響應越大，脈寬越長，結構收到?jīng)_擊能量大，響應也越大；而加載下降沿超差對結構影響不大。

4結論

基于小孔節(jié)流阻尼原理研制了一款具有可調小孔的沖擊波形發(fā)生器，并進行應用，得出結論如下：

（1）基于小孔節(jié)流原理設計了一套垂向沖擊試驗系統(tǒng)，能夠實現(xiàn)三角波形、半正弦波加載，最大加載行程為1.5m，最大脈寬不小于200ms，承載能力不小于2000kg。

（2）建立了面向航空特種波形的垂向沖擊的試驗方法，進行了某艦載外掛物沖擊和直升機座椅垂向沖擊的應用。

（3）進行了波形超差因素評估，得到了沖擊載荷峰值、脈寬對結構影響較大，而下降沿的小范圍超差對結構影響較小。

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（責任編輯陳東曉）

作者簡介

楊強（1987-）男，碩士，工程師。主要研究方向：結構沖擊動力學。

Tel：15929485119E-mail：yqiang1230@163.com

白春玉（1984-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：結構沖擊動力學。

劉小川（1983-）男，博士，研究員。主要研究方向：結構沖擊動力學。

常選倉（1980-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：機械電子工程。

劉沖沖（1985-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：結構沖擊動力學。

Design and Application of Special Shock Wave Generator

Yang Qiang1，*，Bai Chunyu1，Liu Xiaochuan1，Chang Xuancang2，Liu Chongchong1

1. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structures Impact Dynamics，AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xian 710065，China 2. The 29th Research Institute CETC，Chengdu 610036，China

Abstract： According to the requirements of special shock test for aviation weapon equipment， a shock wave generator with 30×45 adjustable small holes was designed based on the principle of orifice throttling and damping. The dynamic equation of the waveform generator was established. The loading waveform was simulated by the fourthorder Runge Kutta method， and the experimental verification was carried out. The results show that the performance of the waveform generator can meet the requirements of simulating 12g / 200ms standard half sine waveform， and has been applied in the shock test of an aircraft external store and the vertical impact test of helicopter seat， which provides a verification device and test method for the special impact test of aviation weapon equipment.

Key Words： shock wave generator； shock test； small hole damping； test method； waveform tolerance