申加康，張建軍，傅耘

（中國航空綜合技術(shù)研究所，北京 100028）

飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備所經(jīng)受的振動環(huán)境復(fù)雜，其振動信號主要由兩部分組成：一是由氣流擾動引起的寬帶隨機(jī)振動，二是由發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動引起的周期振動。由于飛機(jī)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速很難保持穩(wěn)定，總是在一定范圍內(nèi)波動，導(dǎo)致振動信號中的周期頻率也在一定范圍內(nèi)變化，使得振動信號在一定頻率范圍內(nèi)形成“窄帶尖峰”，因此形成了飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的這種“寬帶隨機(jī)信號疊加窄帶尖峰信號”振動特征。目前，尚無針對此類振動信號的可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)方法。

目前已經(jīng)有不少標(biāo)準(zhǔn)對振動數(shù)據(jù)的分析歸納和制定可靠性試驗(yàn)條件作了規(guī)定和方法推薦。對于振動數(shù)據(jù)的分析歸納方法，可參考的標(biāo)準(zhǔn)有GJB 150.16A—2009[1]、GJB/Z 126—99[2]、GJB/Z 181—2015[3]、HB 20236—2014[4]和HB 20237—2014[5]；對于制定可靠性試驗(yàn)條件的方法，可參考GJB 899A—2009[6]。國內(nèi)不少專家學(xué)者也對振動數(shù)據(jù)的分析歸納以及可靠性試驗(yàn)剖面的制定進(jìn)行了研究。龔慶祥[7]利用振動狀態(tài)時間譜方法確定了飛機(jī)的振動試驗(yàn)條件。張書明等[8]通過對實(shí)測振動譜數(shù)據(jù)處理方法的研究，得到了滿足制定環(huán)境可靠性試驗(yàn)的振動條件。雷曉波等[9]給出了周期振動和隨機(jī)振動試飛數(shù)據(jù)歸納方法。孫燦飛等[10]利用時域平均理論對直升機(jī)周期振動信號進(jìn)行了提取和分析。莫昌瑜等[11]給出了一種基于實(shí)測數(shù)據(jù)的艦船設(shè)備可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)方法。王學(xué)孔[12]等總結(jié)了利用實(shí)測數(shù)據(jù)制定可靠性試驗(yàn)剖面的一般方法。劉東升等[13]運(yùn)用疲勞等效理論，提出了一種基于可靠性試驗(yàn)的振動數(shù)據(jù)歸納方法。孫志安[14]基于應(yīng)力修正技術(shù)和剖面合成原理得到了裝備的綜合環(huán)境試驗(yàn)剖面。以上標(biāo)準(zhǔn)和文獻(xiàn)中的振動數(shù)據(jù)分析歸納以及可靠性試驗(yàn)剖面制定方法，要么是針對隨機(jī)振動數(shù)據(jù)，要么是針對周期振動數(shù)據(jù)，而飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備所處的振動環(huán)境同時存在寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號，這就導(dǎo)致上述標(biāo)準(zhǔn)和文獻(xiàn)中的方法不完全適用飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的振動數(shù)據(jù)分析歸納和可靠性試驗(yàn)剖面制定。

王桂華等[15]給出了一種航空發(fā)動機(jī)成附件的可靠性試驗(yàn)剖面確定方法，此方法中各個階段的振動應(yīng)力譜型是統(tǒng)一的，這對于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速恒定的情況是合適的，但對于飛機(jī)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速波動的情況是不恰當(dāng)?shù)?。通常，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速與功率設(shè)定（空轉(zhuǎn)、巡航、最大值、啟動等）有關(guān)，統(tǒng)一譜型對于準(zhǔn)確制定試驗(yàn)譜型（特別是窄帶尖峰頻帶范圍內(nèi)的譜型）是不利的。鑒于此，有不少專家學(xué)者在對這種信號進(jìn)行統(tǒng)計(jì)歸納之前，先進(jìn)行了寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號的分離。例如，黃華國[16]在研究液體火箭發(fā)動機(jī)的隨機(jī)振動時，利用國標(biāo)計(jì)算法確定了信號中的周期與隨機(jī)分量，并將周期和隨機(jī)信號分離。張?jiān)牭萚17]在直升機(jī)振動周期分量的隨機(jī)性研究中，同樣采用國標(biāo)計(jì)算法進(jìn)行了周期和隨機(jī)成分分離。郭勝利[18]在進(jìn)行直升機(jī)載外掛振動信號處理時，對比了國標(biāo)計(jì)算法、自相關(guān)函數(shù)分析法和工程截取法。這3種方法或是對分離周期信號精度很高，或是對分離隨機(jī)信號精度很高，沒有一種方法能夠同時精確分離周期信號和隨機(jī)信號。陸巧云[19]設(shè)計(jì)使用V型濾波器和梳狀濾波器實(shí)現(xiàn)了振動信號中的隨機(jī)和隨機(jī)成分的分離，但這種方法適用于周期成分頻率不變的信號，并不適用于飛機(jī)發(fā)動機(jī)附件設(shè)備的信號分離。

文中針對飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的振動信號特點(diǎn)，提出了一種可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)方法。此方法通過對振動信號中的寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號進(jìn)行分離—對分離后的信號分別歸納并進(jìn)行譜合成—制定可靠性試驗(yàn)剖面等一系列步驟，解決了飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備振動信號難以進(jìn)行可靠性剖面設(shè)計(jì)的問題，并給出了工程案例。此方法對于飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)研究具有重要意義，并可為其他具有寬帶隨機(jī)信號疊加窄帶尖峰信號特點(diǎn)的裝備平臺振動環(huán)境數(shù)據(jù)的可靠性剖面設(shè)計(jì)提供借鑒。

1 一般流程

根據(jù)文獻(xiàn)[2-6]的有關(guān)規(guī)定，制定振動試驗(yàn)條件包括3個階段，即數(shù)據(jù)預(yù)處理與分析階段、數(shù)據(jù)歸納階段和振動應(yīng)力簡化與合成階段。如果實(shí)測數(shù)據(jù)未覆蓋所有狀態(tài)，那么還需要利用實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行振動預(yù)計(jì)，具體方法參見文獻(xiàn)[20]。

考慮到飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備振動寬帶隨機(jī)疊加窄帶尖峰的特點(diǎn)，提出了一種適用于飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)的一般流程，如圖1所示。主要步驟包括：

1）對比分析實(shí)測飛行剖面是否覆蓋典型任務(wù)剖面，如果覆蓋，則選取與典型任務(wù)剖面飛行狀態(tài)相同的實(shí)測狀態(tài)；如果未覆蓋，則選取與典型任務(wù)狀態(tài)動壓、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速相似的實(shí)測飛行狀態(tài)。

2）根據(jù)與典型任務(wù)剖面飛行狀態(tài)對應(yīng)的實(shí)測飛行狀態(tài)，選取對應(yīng)的振動數(shù)據(jù)樣本。

3）對振動樣本進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理，并進(jìn)行數(shù)據(jù)修正，主要包括剔除異常信號、去除虛假趨勢。

4）振動數(shù)據(jù)檢驗(yàn)，包括平穩(wěn)性檢驗(yàn)、各態(tài)歷經(jīng)檢驗(yàn)、正態(tài)性檢驗(yàn)和周期性檢驗(yàn)。

5）對振動數(shù)據(jù)進(jìn)行集合檢驗(yàn)，歸并屬于同一總體的測量通道，形成特征樣本集。

6）對振動信號進(jìn)行周期分量的辨識與分離，得到分離后的窄帶和寬帶信號功率譜密度。

7）分別對相同狀態(tài)的窄帶和寬帶功率譜密度進(jìn)行歸納，得到振動實(shí)測上限譜。通過工程化處理，將實(shí)測譜轉(zhuǎn)化為規(guī)范譜。

8）將窄帶和寬帶的規(guī)范譜疊加，得到各個狀態(tài)的規(guī)范譜。

9）考慮振動數(shù)據(jù)的不確定系數(shù)，確定各個狀態(tài)的振動試驗(yàn)譜。

10）對各個狀態(tài)的振動試驗(yàn)條件進(jìn)行合成和簡化，并考慮溫度應(yīng)力、濕度應(yīng)力和電應(yīng)力，得到可靠性試驗(yàn)剖面。

2 關(guān)鍵處理方法

文中提出的飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備與其他飛機(jī)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)流程差異主要體現(xiàn)在兩方面：一是增加了寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號分離的處理方法；二是可靠性試驗(yàn)剖面的合成方法不同。下面對這兩方面內(nèi)容進(jìn)行詳述。

2.1 寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號的分離

分離寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號一般分為兩步：周期分量辨識與確定；分離寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號。

2.1.1 周期分量辨識與確定

飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備經(jīng)受窄帶尖峰振動是由發(fā)動機(jī)槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的，其本質(zhì)是周期成分。判斷一段振動信號是否含有周期成分，可采用變帶寬譜分析方法。其方法如下：用2種不同的頻率分辨率帶寬對同一信號進(jìn)行功率譜密度分析，周期分量的功率譜密度值會改變，頻率分辨率越高，周期分量的功率譜密度越大，而隨機(jī)分量的功率譜密度不隨頻率分辨率改變而改變。因此，只需2次不同頻率分辨率的功率譜密度分析，即可辨識出周期分量。

辨識出周期分量之后，可對振動信號進(jìn)行傅里葉譜分析，進(jìn)而可確定周期分量的頻率和幅值。由于飛機(jī)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的波動，造成周期頻率的波動，因此，需對各個狀態(tài)集合內(nèi)所有樣本的周期成分頻率進(jìn)行分析之后，才能確定周期頻率帶寬范圍。一般情況下，周期頻率范圍的上限和下限不超過中心頻率的±5%[1]。

2.1.2 寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號的分離

文獻(xiàn)[20]中介紹了一種分離正弦振動分量與隨機(jī)振動分量的方法——工程截取法，是一種近似的工程處理方式。一般情況下，當(dāng)分析頻寬足夠小時，在功率譜密度圖上正弦分量十分突出，并且正弦分量兩側(cè)存在明顯的轉(zhuǎn)折點(diǎn)。將波動帶寬內(nèi)的正弦分量攔腰截掉，剩余部分即為隨機(jī)分量的功率譜密度。工程截取法對于分離隨機(jī)信號的精度很高，但功率譜密度的周期分量峰值沒有意義，因此工程截取法不能用于分離周期信號。

在處理數(shù)據(jù)時，工程截取法具有方法簡單、計(jì)算快速的優(yōu)勢。文中借鑒工程截取法思想，提出了一種適合發(fā)動機(jī)附件分離寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號的方法，此方法不僅保留了工程截取法的優(yōu)勢，而且能夠分離周期信號。文中暫將其命名為工程截取等效法，具體過程如下：

工程截取等效法如圖2所示，將在一定頻率范圍[f1,f2]內(nèi)變化的周期信號看作窄帶隨機(jī)信號，通過功率譜密度曲線上f1和f2對應(yīng)的點(diǎn)連一條直線，則在[f1,f2]范圍內(nèi)，位于直線上面的面積（淺色陰影部分）可看作是窄帶分量的能量，位于直線下面的面積（深色陰影部分）可看作是寬帶分量的能量。對于窄帶分量，按照面積相等的原則等效成“方波”狀的譜型，其面積等于原功率譜密度在此頻率范圍內(nèi)的面積減掉剩余部分的隨機(jī)成分譜型在此頻率范圍內(nèi)的面積，在[f1,f2]范圍之外的點(diǎn)的幅值置為0即可。對于寬帶分量，[f1,f2]范圍內(nèi)的這條直線和其余部分的功率譜密度組成寬帶分量的功率譜密度。

圖2 工程截取等效法示意Fig.2 Schematic diagram of engineering interception equivalent method

對于分離后的寬帶分量，可參照文獻(xiàn)[5]中的方法進(jìn)行實(shí)測上限譜歸納。得到寬帶分量的實(shí)測上限譜后，計(jì)算其1/6倍頻程譜，以對其進(jìn)行光滑處理，然后工程化處理得到寬帶分量的規(guī)范譜。對于分離后的窄帶分量，由于已進(jìn)行過等效處理，窄帶分量的譜型已經(jīng)是“規(guī)范化”的，只需對其進(jìn)行歸納得到窄帶分量的實(shí)測上限譜，即可得到窄帶分量的規(guī)范譜。將寬帶分量和窄帶分量的規(guī)范譜疊加，即可得到合成的規(guī)范譜。然后乘以振動數(shù)據(jù)的不確定系數(shù)，得到振動試驗(yàn)譜。此處的不確定系數(shù)包括載荷分散系數(shù)、安全系數(shù)和試驗(yàn)量值因子，具體涵義以及計(jì)算方法參見文獻(xiàn)[21]。

2.2 可靠性試驗(yàn)剖面的合成

飛機(jī)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速范圍與飛機(jī)的任務(wù)狀態(tài)（如起飛、爬升、平飛等）密切相關(guān)，因此在一次飛行任務(wù)中，發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)頻及其諧波頻率會在較大范圍變化，所以必須要用帶有不同窄帶范圍的幾個譜來表示所有這些在發(fā)動機(jī)壽命期內(nèi)遇到的不同功率條件。參考GJB 899A—2009中噴氣式飛機(jī)可靠性試驗(yàn)剖面的確定方法，給出適合飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面確定方法。

對于任務(wù)類型較多的飛機(jī)，其任務(wù)剖面較多（見表1），且每個任務(wù)剖面的任務(wù)狀態(tài)也較多（見表2、表3）。因此，可將各個任務(wù)剖面中特性參數(shù)（飛行高度、馬赫數(shù)、動壓、發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速等）相近的任務(wù)狀態(tài)（飛行過程中）合并，形成典型任務(wù)狀態(tài)。例如，表2任務(wù)剖面A和表3任務(wù)剖面B中爬升和下降狀態(tài)的各特性參數(shù)相近，合并為典型任務(wù)狀態(tài)DX-01。由于起飛狀態(tài)特殊，不能與其他狀態(tài)合并。典型任務(wù)狀態(tài)一般不能少于5個且必須包含起飛狀態(tài)。典型任務(wù)狀態(tài)見表4，其中典型任務(wù)狀態(tài)時長占壽命期百分比是根據(jù)各典型任務(wù)狀態(tài)時長在各個任務(wù)剖面時長中的比重以及任務(wù)剖面時長在壽命期中的比重加權(quán)平均得來的。

表1 某型飛機(jī)任務(wù)剖面數(shù)據(jù)特征Tab.1 Data characteristics of a certain aircraft mission profile

表2 任務(wù)剖面A數(shù)據(jù)特征Tab.2 Data characteristics of mission profile A

表3 任務(wù)剖面B數(shù)據(jù)特征Tab.3 Data characteristics of mission profile B

對應(yīng)表4中的典型任務(wù)狀態(tài)，從實(shí)測數(shù)據(jù)中截取足夠多的振動樣本。經(jīng)過數(shù)據(jù)預(yù)處理、數(shù)據(jù)檢驗(yàn)、寬帶窄帶信號分離、歸納和考慮不確定系數(shù)等步驟，得到各個典型任務(wù)狀態(tài)的振動試驗(yàn)譜，然后合成可靠性試驗(yàn)剖面。由于現(xiàn)有的試驗(yàn)技術(shù)可以做到在試驗(yàn)過程中按時間順序切換多個譜型，因此在制定可靠性試驗(yàn)剖面時，不必拘泥于譜型統(tǒng)一。

由于振動應(yīng)力條件需要參考溫度應(yīng)力各個階段的持續(xù)時間，因此在進(jìn)行振動應(yīng)力設(shè)計(jì)之前，先要完成溫度應(yīng)力設(shè)計(jì)。對于飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備，不可避免會受到發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)下的熱影響，所以溫度應(yīng)力不僅要考慮氣候環(huán)境溫度的影響，還應(yīng)考慮發(fā)動機(jī)熱影響。因此，在進(jìn)行溫度應(yīng)力設(shè)計(jì)時，推薦對發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的環(huán)境溫度進(jìn)行實(shí)測，結(jié)合實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行溫度應(yīng)力設(shè)計(jì)。假定已繪制好的溫度應(yīng)力的排列順序如下：–55 ℃（不工作）、–55 ℃（工作）、tINT（冷天）、tMAX（冷天）、tMIN（冷天）、70 ℃（不工作）、70 ℃（工作）、tINT（熱天）、tMAX（熱天）、tMIN（熱天）。

借鑒GJB 899A—2009中規(guī)定的噴氣式飛機(jī)設(shè)備的振動應(yīng)力簡化原則，確定飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的振動應(yīng)力簡化原則：

1）挑選各典型任務(wù)狀態(tài)中譜最大值低于0.1 (m/s2)/Hz的振動試驗(yàn)譜，將每個試驗(yàn)譜值提高相同的量值，直至譜最大值等于0.1 (m/s2)/Hz。

2）確定各個典型任務(wù)狀態(tài)的振動均方根值和持續(xù)時間，持續(xù)時間為試驗(yàn)時長乘以各個典型任務(wù)狀態(tài)占壽命期的百分比。

3）將除起飛狀態(tài)以外的典型任務(wù)狀態(tài)按照振動均方根值從大到小排序，各典型任務(wù)狀態(tài)的持續(xù)時間不變。

4）按溫度應(yīng)力中tMAX（冷天）、tINT（冷天）、tMIN（冷天）的持續(xù)時間，將按均方根值從大到小排列的各典型任務(wù)狀態(tài)分為3組，VMAX（冷天）、VINT（冷天）、VMIN（冷天）。

5）按溫度應(yīng)力中tMAX（熱天）、tINT（熱天）、tMIN（熱天）的持續(xù)時間將按均方根值從大到小排列的各典型任務(wù)狀態(tài)分為3組，VMAX（熱天）、VINT（熱天）、VMIN（熱天）。

繪制振動應(yīng)力時，各振動量值的施加時間應(yīng)與溫度時序一致。基本方法如下：

1）VMAX組中各典型任務(wù)狀態(tài)應(yīng)與最高溫度值tMAX同一時刻開始。

2）VMIN組應(yīng)在VMAX組結(jié)束后開始。

3）VINT組應(yīng)在VMAX組前施加，開始時間的安排應(yīng)保證VINT組結(jié)束時正好開始VMAX組的振動。

4）當(dāng)溫度試驗(yàn)剖面上每次從–55 ℃轉(zhuǎn)到中間溫度tINT和從70 ℃轉(zhuǎn)到中間溫度tINT時，應(yīng)施加起飛狀態(tài)振動量值。

繪制濕度應(yīng)力和電應(yīng)力時，可參考GJB 899A—2009中B.3.5節(jié)噴氣式飛機(jī)設(shè)備的濕度應(yīng)力和電應(yīng)力的繪制方法。

3 工程實(shí)例

為合理制定某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面，開展了發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的振動環(huán)境實(shí)測。通過分析發(fā)現(xiàn)，此發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的信號符合“寬帶隨機(jī)信號疊加窄帶尖峰信號”的特點(diǎn)。現(xiàn)以某通道振動數(shù)據(jù)為例，說明飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)過程。由于數(shù)據(jù)處理歸納過程步驟較多，文中僅對寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號分離和可靠性剖面合成兩個步驟詳述。

3.1 寬帶隨機(jī)信號和窄帶尖峰信號分離示例

根據(jù)此發(fā)動機(jī)試車結(jié)果，其低壓轉(zhuǎn)子基頻（1×L）、低壓轉(zhuǎn)子1/2倍頻（0.5×L）以及高壓轉(zhuǎn)子基頻（1×H）、高壓轉(zhuǎn)子1/2倍頻（0.5×H）、高壓轉(zhuǎn)子2倍頻（2×H）的振動能量較大。振動環(huán)境頻域諧波如圖3所示。

圖3 振動環(huán)境頻域諧波成分Fig.3 Schematic diagram of harmonic components in frequency domain of vibration environment

選取一段振動實(shí)測數(shù)據(jù)作為算例來說明信號分離過程。首先，用變帶寬譜分析方法識別信號中的周期成分，分別用1、2 Hz帶寬對信號進(jìn)行功率譜密度分析，如圖4所示。通過對比圖4a、b中尖峰功率譜密度的變化，可辨識出幅值較高的3個周期頻率，分別為232、402、576 Hz。

圖4 不同頻率分辨率帶寬的功率譜密度Fig.4 Power spectral density at different frequency resolution bandwidths

其次，確定周期頻率的中心頻率和波動帶寬。此段信號的傅里葉譜如圖5所示。從圖5中可以看出，在圖中虛線范圍內(nèi)的3個頻率區(qū)間，均有多條周期譜線，這是由于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速波動造成的。根據(jù)圖5中周期譜線的分布情況，確定周期頻率的3個中心頻率為231、397、572 Hz，對應(yīng)的波動帶寬為219~243、380~414、552~592 Hz。按2.1節(jié)所述工程截取等效法，對此段信號進(jìn)行窄帶信號和寬帶信號分離處理，結(jié)果如圖6所示。

圖5 傅里葉譜Fig.5 Fourier spectrum

圖6 窄帶分量和寬帶分量分離結(jié)果Fig.1 Separation of narrowband and broadband components

3.2 可靠性試驗(yàn)剖面合成示例

通過分析某型飛機(jī)的各個任務(wù)剖面，最終確定了5個典型任務(wù)狀態(tài)：QF狀態(tài)、DX-01—DX-04狀態(tài)。通過對發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備實(shí)測振動數(shù)據(jù)的分析和歸納，得出各個典型任務(wù)狀態(tài)的振動試驗(yàn)譜，試驗(yàn)譜如圖7所示。結(jié)合圖7中各窄帶頻率范圍分布情況和發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速分析，窄帶頻率基本分布在低壓轉(zhuǎn)子1/2倍頻、高壓轉(zhuǎn)子1/2倍頻、低壓轉(zhuǎn)子基頻、高壓轉(zhuǎn)子基頻和高壓轉(zhuǎn)子2倍頻附近。這符合發(fā)動機(jī)附件寬帶背景加窄帶尖峰的振動特點(diǎn)，且表明窄帶尖峰是由發(fā)動機(jī)旋轉(zhuǎn)的基頻和倍頻引起的。

圖7 典型任務(wù)狀態(tài)振動試驗(yàn)譜Fig.7 Schematic diagram of vibration test spectrum for typical task state: a) take off status; b) typical task state DX-01;c) typical task state DX-02; d) typical task state DX-03; e) typical task state DX-04

根據(jù)飛機(jī)研制要求規(guī)定，該發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備單個的試驗(yàn)時長為540 min。結(jié)合2.2節(jié)中提出的可靠性剖面的合成方法，計(jì)算每個典型任務(wù)狀態(tài)的持續(xù)時間和振動譜的均方根值，結(jié)果見表5。依次繪制溫度應(yīng)力條件、振動應(yīng)力條件、濕度應(yīng)力條件和電應(yīng)力條件，得到可靠性試驗(yàn)剖面，如圖8所示。

表5 各典型任務(wù)狀態(tài)的持續(xù)時間和振動均方根值Tab.5 Duration and root mean square of vibration for typical task states

圖8 可靠性試驗(yàn)剖面Fig.8 Schematic diagram of reliability test section

4 結(jié)論

文中提出了一種飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面的設(shè)計(jì)方法，通過工程實(shí)例驗(yàn)證了此方法的可行性，得出以下結(jié)論：

1）提出的工程截取等效法非常適合“寬帶隨機(jī)加窄帶尖峰”類振動信號的分離和歸納。

2）提出的可靠性試驗(yàn)剖面設(shè)計(jì)方法，為飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)設(shè)備的可靠性剖面設(shè)計(jì)工作提供了新思路，對飛機(jī)發(fā)動機(jī)影響區(qū)域設(shè)備的可靠性設(shè)計(jì)有重要意義。