王亮 蔡毅鵬 周劍波 王毅 王麗華

導(dǎo)彈外部掛飛振動(dòng)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(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076)

本文利用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，詳細(xì)分析了掛飛振動(dòng)環(huán)境的各影響量。首先，分析了掛飛振動(dòng)環(huán)境激勵(lì)的來(lái)源；其次，利用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)詳細(xì)分析了掛飛環(huán)境影響的因素，及振動(dòng)環(huán)境與這些因素的關(guān)系。通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)，掛飛高頻振動(dòng)環(huán)境與飛行動(dòng)壓、馬赫數(shù)、以及導(dǎo)彈外形呈一定的關(guān)系，掛飛低頻振動(dòng)環(huán)境與機(jī)翼掛彈后動(dòng)力學(xué)特性相關(guān)。

振動(dòng)；動(dòng)壓；馬赫數(shù)；結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)

0 引言

空地導(dǎo)彈從出廠到發(fā)射后飛向目標(biāo)的整個(gè)壽命期內(nèi)，需要經(jīng)歷地面搬運(yùn)、轉(zhuǎn)載、運(yùn)輸、貯存以及在大氣中飛行時(shí)，要經(jīng)歷各種自然環(huán)境、力學(xué)環(huán)境、熱環(huán)境和電磁環(huán)境的單獨(dú)或綜合作用，承受不同的力和應(yīng)力。這些環(huán)境的作用必然使武器裝備的材料和結(jié)構(gòu)受到影響，能導(dǎo)致電子元器件和設(shè)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(dǎo)彈能夠適應(yīng)這些環(huán)境，承受住這些力和應(yīng)力作用，必須對(duì)導(dǎo)彈和組成導(dǎo)彈的零、部件及其內(nèi)部的控制系統(tǒng)儀器、設(shè)備，進(jìn)行精心的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)。

根據(jù)導(dǎo)彈的使用特點(diǎn)，掛飛工況是一個(gè)重要的使用剖面，導(dǎo)彈對(duì)掛飛振動(dòng)環(huán)境的適應(yīng)性是后續(xù)自由飛行攻擊目標(biāo)的必要條件，直接關(guān)系到飛行的成敗。針對(duì)掛飛振動(dòng)環(huán)境的適應(yīng)性，分析其影響因素，制定相關(guān)的環(huán)境試驗(yàn)考核方案和量化條件，通過(guò)大型地面力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)進(jìn)行考核和驗(yàn)證顯得非常必要和重要。

針對(duì)掛飛振動(dòng)環(huán)境的試驗(yàn)技術(shù)，學(xué)者們開展了一定的研究工作。蘇華昌[1]通過(guò)設(shè)計(jì)專用結(jié)構(gòu)支撐件來(lái)模擬掛飛邊界，基于傳遞特性預(yù)估試驗(yàn)推力，并通過(guò)預(yù)試驗(yàn)制定合理控制方案，最后通過(guò)多點(diǎn)多軸激勵(lì)進(jìn)行試驗(yàn)考核，取得了很好的效果。李根成和姜同敏[2]通過(guò)分析導(dǎo)彈周圍的氣動(dòng)擾流特性，并引用國(guó)內(nèi)外空空導(dǎo)彈的掛飛振動(dòng)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，指出了GJB899 中對(duì)整彈掛飛振動(dòng)要求的不合理之處。并建議整彈可靠性試驗(yàn)中的掛飛振動(dòng)應(yīng)采用20～2000 Hz 的寬帶隨機(jī)振動(dòng)，且導(dǎo)彈頭部振動(dòng)量級(jí)應(yīng)比導(dǎo)彈尾部的振動(dòng)量級(jí)低3～6 dB，這樣才能真實(shí)地模擬氣動(dòng)擾流引起的振動(dòng)效應(yīng)。實(shí)踐表明，采用該研究成果的實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)結(jié)果與空中掛飛試驗(yàn)結(jié)果相近。郭迅，郭強(qiáng)嶺[3]通過(guò)對(duì)空空導(dǎo)彈壽命期內(nèi)經(jīng)歷的振動(dòng)環(huán)境進(jìn)行分析，針對(duì)運(yùn)輸、掛機(jī)飛行以及自由飛行狀態(tài)下振動(dòng)產(chǎn)生的主要誘因，結(jié)合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)及國(guó)外相關(guān)測(cè)試數(shù)據(jù)，初步提出了針對(duì)空空導(dǎo)彈的試驗(yàn)條件與試驗(yàn)方法，為相關(guān)設(shè)計(jì)人員提供了參考。張江濤[4]根據(jù)直升機(jī)外掛設(shè)備掛飛振動(dòng)環(huán)境的特點(diǎn)和相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，提出將各型直升機(jī)的正弦頻點(diǎn)疊加至同一隨機(jī)譜型中，并結(jié)合現(xiàn)有振動(dòng)控制儀能力，提出寬帶隨機(jī)疊加正弦掃頻的綜合振動(dòng)頻譜考核方法。魏英魁[5]采用理論計(jì)算與有限元建模計(jì)算分析的方法，分析比較不同激勵(lì)方式對(duì)導(dǎo)彈吊耳載荷響應(yīng)效果的影響。李陽(yáng)[6]針對(duì)某型機(jī)掛載吊艙試飛時(shí)出現(xiàn)的異常振動(dòng)現(xiàn)象，采用計(jì)算流體力學(xué)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析相結(jié)合的方法，分析了該現(xiàn)象產(chǎn)生的原因。劉未學(xué)[7]探討了掛飛的可靠性試驗(yàn)、性能試驗(yàn)及作為輔助試驗(yàn)的方法。

針對(duì)掛飛振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件的制定，國(guó)內(nèi)學(xué)者也進(jìn)行了相應(yīng)的研究[8]，國(guó)軍標(biāo)和美軍標(biāo)均給出了相應(yīng)的制定方法[9-10]，其中給出的內(nèi)部?jī)x器和艙段的振動(dòng)環(huán)境條件計(jì)算公式，計(jì)算方法考慮了導(dǎo)彈掛架的形式、導(dǎo)彈氣動(dòng)布局形式、飛行參數(shù)和導(dǎo)彈外形及質(zhì)量參數(shù)的影響。

綜上所述，學(xué)術(shù)界對(duì)飛行器掛飛振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)研究較多，而對(duì)掛飛振動(dòng)環(huán)境的影響研究較少。一方面，掛飛振動(dòng)環(huán)境研究是掛飛振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件制定的基礎(chǔ)，另一方面軍標(biāo)中的振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件制定方法為統(tǒng)計(jì)已有飛行器實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)而得，對(duì)后續(xù)飛行器適應(yīng)性性如何無(wú)法判斷。因此，需要根據(jù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，結(jié)合飛行器掛飛特性，綜合分析各種因素對(duì)導(dǎo)彈掛飛環(huán)境的影響，是非常必要的工作。本文利用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，詳細(xì)分析了掛飛振動(dòng)環(huán)境的各影響量，為振動(dòng)環(huán)境設(shè)計(jì)提供了有力的證據(jù)。

1 掛飛振動(dòng)環(huán)境激勵(lì)來(lái)源分析

結(jié)合導(dǎo)彈掛飛環(huán)境剖面，通過(guò)分析，導(dǎo)彈掛飛過(guò)程中經(jīng)受的振動(dòng)主要來(lái)源于以下三個(gè)方面：a）噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲是噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)排氣羽流的邊界上湍流產(chǎn)生的。這種湍流在起飛開始階段最大，這時(shí)噴氣與周圍空氣的速度差最大。對(duì)于掛載導(dǎo)彈的飛機(jī)使用常規(guī)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)或低涵道比噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的情況，這類振源非常重要，因?yàn)檫@些發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣速度非常高。進(jìn)一步講，這類振源在高頻部分很重要，因?yàn)榈皖l部分主要來(lái)自以下b）和c）分析的幾個(gè)振源。b）導(dǎo)彈外部氣動(dòng)湍流。導(dǎo)彈振動(dòng)主要由分布在導(dǎo)彈表面的氣動(dòng)湍流引起，對(duì)于單個(gè)導(dǎo)彈，激勵(lì)與載機(jī)和在載機(jī)上的安裝位置的關(guān)系相對(duì)不大。同一飛機(jī)局部的湍流在飛機(jī)和導(dǎo)彈之間變化很大，例如掛架的尾流。一般情況下，這類湍流對(duì)整個(gè)導(dǎo)彈的振動(dòng)影響不大，但是它們可能對(duì)局部結(jié)構(gòu)（如空氣舵）有嚴(yán)重影響，必然會(huì)增大導(dǎo)彈的振動(dòng)量級(jí)。另外，振動(dòng)激勵(lì)受導(dǎo)彈技術(shù)狀態(tài)、結(jié)構(gòu)形式、質(zhì)量密度和飛行動(dòng)壓的影響。這種環(huán)境的振動(dòng)的高頻最好使用機(jī)械振動(dòng)和聲綜合來(lái)模擬，低頻和中頻部分用機(jī)械激勵(lì)來(lái)模擬。c）載機(jī)的振動(dòng)是通過(guò)結(jié)構(gòu)傳遞到導(dǎo)彈上的。整個(gè)振動(dòng)系統(tǒng)（飛機(jī)和導(dǎo)彈）是低頻振動(dòng)系統(tǒng)，系統(tǒng)的最低固有頻率一般低于20Hz，將導(dǎo)彈與飛機(jī)振動(dòng)的高頻部分隔離。

2 振動(dòng)量級(jí)影響分析

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

2.1 中高頻振動(dòng)

導(dǎo)彈掛飛過(guò)程中，導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的中高頻振動(dòng)量級(jí)主要受到第1節(jié)中的b）影響，其與掛飛的飛行參數(shù)相關(guān)，如飛行高度、飛行動(dòng)壓和飛行馬赫數(shù)。

a）導(dǎo)彈同一部位的振動(dòng)量級(jí)與飛行參數(shù)的關(guān)系密切

在載機(jī)掛導(dǎo)彈飛行過(guò)程中，在載機(jī)帶彈爬升、平飛、下降段，導(dǎo)彈彈頭中某一法向振動(dòng)測(cè)點(diǎn)均方根值與載機(jī)飛行動(dòng)壓對(duì)比曲線分別如圖1~圖3所示。其中，振動(dòng)測(cè)點(diǎn)測(cè)量頻帶為20Hz~2000Hz。從圖上可以發(fā)現(xiàn)，導(dǎo)彈同一部位的振動(dòng)量級(jí)與飛行動(dòng)壓和馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)較為一致，尤其在平飛段，振動(dòng)總均方根與飛行動(dòng)壓的變化趨勢(shì)基本一致，但在低空飛行段，如爬升段和下降段，振動(dòng)總均方根與飛行動(dòng)壓和馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)存在差異。

經(jīng)分析，導(dǎo)彈在外部掛飛過(guò)程中，其前端結(jié)構(gòu)的振動(dòng)激勵(lì)來(lái)源主要為外部氣流脈動(dòng)，可以通過(guò)氣動(dòng)噪聲進(jìn)行衡量，其量級(jí)與氣流脈動(dòng)壓力系數(shù)和飛行動(dòng)壓乘積相關(guān)，其中前者與飛行馬赫數(shù)、結(jié)構(gòu)氣動(dòng)外形（如錐角和表面粗糙度等）和飛行攻角相關(guān)，其中，對(duì)于平飛巡航工況，其飛行的攻角較小，該參數(shù)的影響在該處忽略，因此掛飛飛行參數(shù)對(duì)導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)中高頻響應(yīng)的影響是綜合飛行馬赫數(shù)、結(jié)構(gòu)氣動(dòng)外形和飛行動(dòng)壓決定的。由于在平飛段，載機(jī)飛行馬赫數(shù)和飛行攻角相差較小，此時(shí)的脈動(dòng)壓力系數(shù)基本相當(dāng)，導(dǎo)致外噪聲量級(jí)與飛行動(dòng)壓近似成線性變化規(guī)律，因此振動(dòng)量級(jí)與飛行動(dòng)壓關(guān)系呈現(xiàn)出類似線性變化的趨勢(shì)；而對(duì)于上升段和下降段，載機(jī)飛行馬赫數(shù)相差較大，導(dǎo)致脈動(dòng)壓力系數(shù)相差較大，外噪聲量級(jí)與飛行動(dòng)壓不存在類似線性的關(guān)系，從而導(dǎo)致導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的振動(dòng)量級(jí)與飛行動(dòng)壓和馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)均存在差異。

b）導(dǎo)彈各部位在同一飛行時(shí)刻的振動(dòng)量級(jí)沿彈體軸向存在一定差異

對(duì)比導(dǎo)彈從頭部到尾部的三個(gè)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)值曲線，見圖4，其中各測(cè)點(diǎn)均為20Hz~2000Hz，測(cè)量頻帶的振動(dòng)傳感器。可以發(fā)現(xiàn)導(dǎo)彈從頭部到尾部在同一時(shí)刻響應(yīng)逐漸增大，分析發(fā)現(xiàn)可能是由于導(dǎo)彈中部結(jié)構(gòu)靠近導(dǎo)彈發(fā)射架，該位置的振動(dòng)響應(yīng)一方面受到導(dǎo)彈發(fā)射架與導(dǎo)彈間的氣流干擾的影響，另一方面受到載機(jī)機(jī)翼的中高頻振動(dòng)的影響，因此其響應(yīng)整體強(qiáng)于導(dǎo)彈頭部，另外較導(dǎo)彈中部結(jié)構(gòu)，導(dǎo)彈尾部結(jié)構(gòu)受到導(dǎo)彈發(fā)射架的尾流的影響，其對(duì)導(dǎo)彈的空氣舵產(chǎn)生較大的激勵(lì)作用，造成該部位響應(yīng)較中部稍大，而對(duì)于同一外形的導(dǎo)彈發(fā)射架，其尾流影響作用的大小與載機(jī)飛行參數(shù)相關(guān)。因此，在掛飛的同一時(shí)刻，全彈結(jié)構(gòu)的響應(yīng)從前至后是有增加的趨勢(shì)。

c）導(dǎo)彈振動(dòng)量級(jí)受載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲影響較小

載機(jī)掛載導(dǎo)彈起飛前，在地面進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試時(shí)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)以快車啟動(dòng)，此時(shí)導(dǎo)彈的振動(dòng)源為載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，實(shí)測(cè)響應(yīng)總均方根值時(shí)域歷程見圖5，最大值不到0.1g，因此載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲對(duì)于掛飛導(dǎo)彈的影響較小，可以不考慮其影響。

圖1 載機(jī)帶彈爬升段導(dǎo)彈前段振動(dòng)與動(dòng)壓關(guān)系對(duì)比圖

圖2 載機(jī)帶彈平飛段導(dǎo)彈前段振動(dòng)與動(dòng)壓關(guān)系對(duì)比圖

圖3 載機(jī)帶彈下降段導(dǎo)彈前段振動(dòng)與動(dòng)壓關(guān)系對(duì)比圖

圖4 彈各部位在同一飛行時(shí)刻的振動(dòng)量

圖5 地面快車啟動(dòng)測(cè)試模飛的時(shí)間歷程曲線

綜上所述，可以得出導(dǎo)彈中高頻振動(dòng)主要是受載機(jī)飛行帶來(lái)的氣動(dòng)噪聲影響。

2.2 低頻振動(dòng)

從1.1節(jié)的c）分析可以看出導(dǎo)彈掛飛過(guò)程中的低頻振動(dòng)主要與載機(jī)機(jī)翼的振動(dòng)環(huán)境有關(guān)，后者的振動(dòng)通過(guò)掛架傳遞到導(dǎo)彈上。

慣組加表時(shí)間歷程以及典型時(shí)段的功率譜密度曲線如圖6所示。從圖上可以發(fā)現(xiàn)，在各測(cè)點(diǎn)均在5Hz、15Hz、25Hz處均存在能量較大的諧振峰，根據(jù)導(dǎo)彈全彈模態(tài)計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果，該頻率均不是全彈模態(tài)，另外由于導(dǎo)彈發(fā)射架剛度較大，因此分析該3個(gè)頻率為機(jī)翼掛彈后的模態(tài)頻率，這也由載機(jī)掛彈的全機(jī)地面共振試驗(yàn)（GVT）結(jié)果驗(yàn)證。

圖6 y向加表時(shí)間和功率譜密度曲線歷程

3 結(jié)論

本文利用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，詳細(xì)分析了掛飛振動(dòng)環(huán)境的各影響量。通過(guò)分析，可以得到以下結(jié)論：1）導(dǎo)彈同一部位的振動(dòng)量級(jí)與飛行參數(shù)的關(guān)系密切；2）導(dǎo)彈各部位在同一飛行時(shí)刻的振動(dòng)量級(jí)沿彈體軸向存在一定差異；3）導(dǎo)彈的振動(dòng)量級(jí)受載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲影響較??；4）導(dǎo)彈低頻振動(dòng)量級(jí)的變化趨勢(shì)與載機(jī)機(jī)翼特性關(guān)系較大。通過(guò)研究，綜合導(dǎo)彈掛飛實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)和掛飛特性，梳理了各影響參數(shù)對(duì)掛飛振動(dòng)環(huán)境的影響，分析了導(dǎo)彈掛飛振動(dòng)環(huán)境隨時(shí)間和空間分布的特點(diǎn)，為導(dǎo)彈掛飛振動(dòng)環(huán)境的設(shè)計(jì)提供了有力參考。

[1] 蘇華昌, 張鵬飛, 于亮. 外掛設(shè)備掛飛振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)研究[J]. 強(qiáng)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.]

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[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(guó)防基礎(chǔ)科研項(xiàng)目(JCKY2016203B032)

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