噴氣式飛機(jī)機(jī)載吊艙內(nèi)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面制定研究

鄒祁峰，沈崢嶸（1.工業(yè)和信息化部電子第五研究所，廣州 510610；2.廣東省電子信息產(chǎn)品可靠性技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，廣州 510610；3. 廣東省電子信息產(chǎn)品可靠性與環(huán)境工程技術(shù)研究開(kāi)發(fā)中心，廣州 510610）

噴氣式飛機(jī)機(jī)載吊艙內(nèi)設(shè)備的可靠性試驗(yàn)剖面制定研究

鄒祁峰1，2，3，沈崢嶸1，2，3
（1.工業(yè)和信息化部電子第五研究所，廣州 510610；2.廣東省電子信息產(chǎn)品可靠性技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，廣州 510610；3. 廣東省電子信息產(chǎn)品可靠性與環(huán)境工程技術(shù)研究開(kāi)發(fā)中心，廣州 510610）

闡述了利用相關(guān)國(guó)軍標(biāo)制定噴氣式飛機(jī)吊艙內(nèi)設(shè)備可靠性試驗(yàn)剖面的方法，給出了詳細(xì)的試驗(yàn)剖面制定的過(guò)程和案例；并對(duì)制定試驗(yàn)剖面的過(guò)程中遇到的問(wèn)題進(jìn)行了研究，對(duì)試驗(yàn)剖面中振動(dòng)應(yīng)力條件的確定提出了一些新的思路。

噴氣式飛機(jī)；吊艙；可靠性試驗(yàn)；試驗(yàn)剖面

引言

隨著機(jī)載吊艙設(shè)備的使用越來(lái)越多，為了保證其作戰(zhàn)效能，應(yīng)當(dāng)進(jìn)行可靠性試驗(yàn)，而應(yīng)用綜合環(huán)境應(yīng)力的可靠性試驗(yàn)方法，是一種對(duì)機(jī)載吊艙內(nèi)設(shè)備的可靠性進(jìn)行有效的考核方式。如何根據(jù)吊艙的使用中經(jīng)歷的主要環(huán)境應(yīng)力，如溫、濕度應(yīng)力、振動(dòng)應(yīng)力和電應(yīng)力來(lái)確定合理的綜合環(huán)境試驗(yàn)條件，是開(kāi)展可靠性試驗(yàn)的一項(xiàng)關(guān)鍵性的工作內(nèi)容。

根據(jù)GJB 899A的要求，為了盡量真實(shí)的模擬設(shè)備在使用中遇到的實(shí)際環(huán)境條件，應(yīng)優(yōu)先采用實(shí)測(cè)應(yīng)力和估計(jì)應(yīng)力。在無(wú)法得到上述應(yīng)力的情況下，可參照有關(guān)標(biāo)準(zhǔn)提供的參考應(yīng)力。吊艙是一種典型的機(jī)載外掛設(shè)備，目前開(kāi)展實(shí)測(cè)的工作很少。因此制定吊艙內(nèi)設(shè)備的綜合環(huán)境試驗(yàn)條件主要使用GJB 899A中附錄B3.6“空中發(fā)射武器和組合式外掛及其設(shè)備”提供的公式、方法。以下完整闡述了依據(jù)吊艙典型任務(wù)剖面使用GJB 899A制定吊艙內(nèi)設(shè)備可靠性試驗(yàn)剖面的過(guò)程和方法。

1　試驗(yàn)剖面的構(gòu)成和設(shè)計(jì)原則

吊艙屬于機(jī)載外掛設(shè)備，按照GJB 899A《可靠性鑒定和驗(yàn)收試驗(yàn)》的規(guī)定，考慮到載機(jī)飛行中遇到的空中溫度環(huán)境隨季節(jié)和地區(qū)的不同，導(dǎo)致差異很大，可分為三種情況：標(biāo)準(zhǔn)氣候環(huán)境、極冷環(huán)境和極熱環(huán)境。因此在制定其可靠性試驗(yàn)剖面時(shí)，應(yīng)考慮到三種氣候溫度條件，制定出模擬三種溫度條件的溫度試驗(yàn)剖面。掛機(jī)飛行中產(chǎn)生的振動(dòng)環(huán)境與載機(jī)飛行速度，在載機(jī)上吊掛位置等有關(guān)。所以，此三種溫度剖面的振動(dòng)試驗(yàn)剖面均一致。吊艙可靠性試驗(yàn)剖面的構(gòu)成和次序見(jiàn)表1。

整個(gè)試驗(yàn)剖面循環(huán)由六部分組成，模擬從冷天到標(biāo)準(zhǔn)天到熱天的綜合環(huán)境，再?gòu)臒岬綐?biāo)準(zhǔn)天回到冷天的綜合環(huán)境。試驗(yàn)剖面循環(huán)中的每個(gè)部分（無(wú)論是模擬冷天、標(biāo)準(zhǔn)天還是熱天部分），均使用由溫度應(yīng)力、振動(dòng)應(yīng)力、濕度應(yīng)力、電應(yīng)力以及這些應(yīng)力的隨時(shí)間變化來(lái)模擬實(shí)際使用的環(huán)境。溫度應(yīng)力、振動(dòng)應(yīng)力、濕度應(yīng)力量值根據(jù)吊艙任務(wù)剖面確定。電應(yīng)力按照標(biāo)準(zhǔn)要求和吊艙工作循環(huán)確定。依據(jù)GJB 899A和相關(guān)文件規(guī)定的要求和方法，根據(jù)吊艙執(zhí)行典型任務(wù)剖面的詳細(xì)參數(shù)、各種任務(wù)的比例及吊艙內(nèi)設(shè)備本身的特性、工作要求、使用中所處的位置等信息，制定可靠性試驗(yàn)剖面。

2　任務(wù)剖面示例

任務(wù)剖面是完成規(guī)定任務(wù)時(shí)間內(nèi)所經(jīng)歷的全部重要事件和狀態(tài)的一種時(shí)序描述。一種設(shè)備可用于執(zhí)行單一任務(wù)，也可以用于執(zhí)行多項(xiàng)任務(wù)，因此任務(wù)剖面也可以有多個(gè)。任務(wù)剖面主要有任務(wù)剖面特性參數(shù)圖和任務(wù)剖面特性參數(shù)表。文中以執(zhí)行多項(xiàng)任務(wù)的示例進(jìn)行詳細(xì)敘述制定試驗(yàn)剖面的方法。表2、表3為典型多任務(wù)剖面參數(shù)示例，表中的數(shù)據(jù)是為了體現(xiàn)計(jì)算過(guò)程虛設(shè)定的數(shù)值。

3　各任務(wù)剖面轉(zhuǎn)換為環(huán)境剖面

3.1溫度應(yīng)力

3.1.1地面階段的溫度

該階段模擬吊艙與載機(jī)一起在地面停留，并可能遇到三種類型的溫度：即標(biāo)準(zhǔn)天、熱天和冷天的溫度。標(biāo)準(zhǔn)天地面溫度可從GB 1920中查出，為15 ℃。假設(shè)產(chǎn)品在設(shè)計(jì)時(shí)選定的冒極端溫度的風(fēng)險(xiǎn)率為10 %，則冷天和熱天地面溫度可從HB 5652.1查出，熱天地面溫度為45 ℃，冷天地面溫度為-54 ℃。

3.1.2空中階段的溫度

該階段的溫度主要與載機(jī)所在空中飛行高度上的大氣溫度，飛行速度，設(shè)備的外掛位置，安裝所在艙段的冷卻方式（空調(diào)冷卻或沖壓空氣冷卻）和設(shè)備自身的冷卻方式（環(huán)境空氣冷卻和輔助冷卻空氣冷卻）等因素有關(guān)。可按照載機(jī)所在高度的大氣溫度及飛行速度參照公式（1）計(jì)算得到恢復(fù)溫度（Tr）。

式中：T0—所在高度的大氣絕對(duì)溫度（K）；

M—載機(jī)飛行馬赫數(shù)。

由于載機(jī)可能在標(biāo)準(zhǔn)天大氣中飛行，也可能在熱天大氣和冷天大氣中飛行，因此試驗(yàn)中應(yīng)模擬這三種大氣的溫度條件。冷、熱天T0可以根據(jù)所在高度取風(fēng)險(xiǎn)10 %從HB 5652.1中查出。標(biāo)準(zhǔn)天T0可以根據(jù)所在高度從GB 1920查出。

表 1 吊艙可靠性試驗(yàn)剖面構(gòu)成和次序（一個(gè)完整循環(huán)）

表2　任務(wù)1剖面數(shù)據(jù)（任務(wù)比例占60 %）

表3　任務(wù)2剖面數(shù)據(jù)（任務(wù)比例占40 %）

根據(jù)吊艙各典型任務(wù)剖面中提供的速度、高度數(shù)據(jù)，計(jì)算出空中階段執(zhí)行單一任務(wù)時(shí)的溫度，其中高度速度為變化階段時(shí)以某任務(wù)段結(jié)束時(shí)的瞬態(tài)溫度計(jì)算得到。冷天、標(biāo)準(zhǔn)天、熱天試驗(yàn)剖面具體溫度數(shù)值見(jiàn)表4、表5。

3.2濕度應(yīng)力

標(biāo)準(zhǔn)天地面（D，L）階段和熱天地面（G，I）階段，露點(diǎn)溫度維持在不小于31 ℃。考慮實(shí)際情況，濕度應(yīng)力僅在熱天地面階段施加?？罩袙祜w階段，不注入濕氣，不控制濕度，試驗(yàn)箱的空氣不應(yīng)烘干。

3.3振動(dòng)應(yīng)力

根據(jù)GJB 899A的試驗(yàn)方法，振動(dòng)應(yīng)力應(yīng)考慮載機(jī)飛行過(guò)程中的動(dòng)壓，外掛的種類及其在載機(jī)上的裝掛方式等。該吊艙的主要振動(dòng)應(yīng)力為寬帶隨機(jī)振動(dòng)，描述寬帶隨機(jī)振動(dòng)應(yīng)力采用振動(dòng)譜形和振動(dòng)量值。

3.3.1隨機(jī)振動(dòng)譜

依據(jù)GJB 899A及該吊艙的任務(wù)剖面數(shù)據(jù)分析，選定安裝在外掛上的設(shè)備的振動(dòng)譜形如圖1所示。

振動(dòng)譜型中各參數(shù)按照GJB 150.16A的表C.5噴氣式飛機(jī)外掛的振動(dòng)環(huán)境進(jìn)行制定，計(jì)算系數(shù)為A1=1，A2=1，B1=1，B2=2，C1=1，C2=1，D1=1，D2=4，E1=1，E2=1；

f1=20 Hz

f2/f3= W1/ W0

其中，W1=5×10-3×K×A1×B1×C1×D1× E1；

W0=H×(q/ρ)2×K×A2×B2×C2×D2×E2；

q為最大飛行動(dòng)壓；

計(jì)算得到最大動(dòng)壓為q=15.4 kN/m2；

ρ為重量密度，ρ=1 000 kg/ m3；

H為常量5.59；

得f2=101 Hz

根據(jù)外掛平均蒙皮厚度為3 mm，圓形截面半徑為200 mm，計(jì)算得到兩個(gè)待定拐點(diǎn)頻率如下：

f3=2.54×105（t/R2）=191 Hz （0.040≤（t/R2）≤0.787）

f4= f3+1 000 Hz =1 191 Hz

f0=2 000 Hz

3.3.2隨機(jī)振動(dòng)量值計(jì)算

表4　任務(wù)1剖面恢復(fù)溫度數(shù)據(jù)（任務(wù)比例占60 %）

表5　任務(wù)2剖面恢復(fù)溫度數(shù)據(jù)（任務(wù)比例占40 %）

圖1　隨機(jī)振動(dòng)譜

為確定設(shè)備的隨機(jī)振動(dòng)量值，首先應(yīng)根據(jù)圖1的譜形求出總均方根值為1時(shí)的基本功率譜密度值W0B和W1B，然后按照吊艙外掛的種類及其安裝方式確定其位置因子（F位），最后依據(jù)動(dòng)壓和位置因子計(jì)算得到振動(dòng)量值調(diào)節(jié)因子（grms總）2，并用振動(dòng)量值調(diào)節(jié)因子（grms總）2乘以基本功率譜密度值，則可得到最終試驗(yàn)時(shí)功率譜密度值W0T和W1T。

1）設(shè)備W0B和W1B的計(jì)算方法見(jiàn)公式（2）：

2）求取振動(dòng)量值調(diào)節(jié)因子（grms總）2的方法見(jiàn)公式（3）：

式中：q—?jiǎng)訅海琍a。若q≤11970Pa，M≤0.45時(shí)，則取grms＝1.3g。

F位查GJB 899A表3.6-4得到。

3）動(dòng)壓值可根據(jù)任務(wù)剖面中提供的高度和馬赫數(shù)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式（4）計(jì)算得到。

當(dāng)0≤H≤11000米時(shí)，動(dòng)壓q為：

4）試驗(yàn)的功率譜密度值WOT和W1T的計(jì)算方法見(jiàn)公式（5）：

將吊艙上設(shè)備振動(dòng)譜形拐點(diǎn)頻率代入公式（2），計(jì)算得到W0B為0.02（m/s2)2/Hz，W1B為0.0106(m/s2)2/Hz。

該吊艙是組合式外掛安裝方式，其振動(dòng)應(yīng)力計(jì)算選取位置因子為0.88，按照上述方法繼續(xù)計(jì)算W0T、W1T，結(jié)果見(jiàn)表6、表7。

根據(jù)GJB 899A規(guī)定，為保證振動(dòng)連續(xù)性，將低于0.1(m/s2)2/Hz的均加大到0.1(m/s2)2/Hz。由于任務(wù)中起飛、著落時(shí)間較短，工程上計(jì)算時(shí)以某任務(wù)段結(jié)束時(shí)的瞬態(tài)振動(dòng)計(jì)算得到，因此單個(gè)任務(wù)試驗(yàn)剖面中的連續(xù)振動(dòng)量級(jí)WOC、加權(quán)振動(dòng)量級(jí)WINT、最大振動(dòng)量級(jí)WMAX、最小振動(dòng)量級(jí)WMIN均一致，故試驗(yàn)中r任務(wù)1、任務(wù)2階段計(jì)算得到的振動(dòng)應(yīng)力分別為0.13(m/s2)2/Hz和0.64(m/s2)2/ Hz。

3.4電應(yīng)力

電應(yīng)力按照GJB 899A及相關(guān)要求施加。試驗(yàn)第一循環(huán)輸入上限電壓，第二循環(huán)輸入標(biāo)稱電壓，第三循環(huán)輸入下限電壓，試驗(yàn)期間以此連續(xù)重復(fù)循環(huán)。設(shè)備在冷天、熱天地面階段應(yīng)通、斷電各2次，以考核其在極端環(huán)境條件下的起動(dòng)能力。

4　合成試驗(yàn)剖面

表6　任務(wù)1剖面振動(dòng)數(shù)據(jù)（占60 %）

表7　任務(wù)2剖面振動(dòng)數(shù)據(jù)（占40 %）

溫度、振動(dòng)應(yīng)力：將兩個(gè)任務(wù)合成到1個(gè)試驗(yàn)剖面中。試驗(yàn)剖面只取該階段的溫度和振動(dòng)應(yīng)力，詳見(jiàn)表8。

溫變率：變化階段的溫度變化率為兩相鄰穩(wěn)定溫度之差除過(guò)渡段的持續(xù)時(shí)間。起飛爬升階段按任務(wù)剖面解算的溫變率為試驗(yàn)剖面的溫變率取最大值；下滑著陸階段最大溫變率均小于-5 ℃/min，試驗(yàn)時(shí)按-5 ℃/min處理。

5　繪制試驗(yàn)剖面圖

根據(jù)該吊艙的成品技術(shù)協(xié)議規(guī)定，將低溫貯存、工作溫度，高溫貯存、工作溫度分別修改為-55℃，70℃，按“合成試驗(yàn)剖面”的要求，繪制可靠性試驗(yàn)剖面如圖2所示。

6　制定試驗(yàn)剖面存在的問(wèn)題與處理方式

1）GJB 899A中規(guī)定，不管對(duì)于什么類型的噴氣式飛機(jī)和以什么速度起飛，其起飛振動(dòng)量值均為0.2(m/s2)2/ Hz。為更真實(shí)的模擬產(chǎn)品在實(shí)際使用中的振動(dòng)條件，本試驗(yàn)剖面中起飛階段振動(dòng)譜型與應(yīng)力量值采用以任務(wù)剖面計(jì)算得到的結(jié)果。

表8　試驗(yàn)剖面應(yīng)力（溫度、振動(dòng)應(yīng)力）

圖2　可靠性試驗(yàn)剖面

2）按GJB 899A提供的方法、公式計(jì)算出來(lái)的振動(dòng)應(yīng)力，其整艙和艙內(nèi)設(shè)備的振動(dòng)譜存在較大差異,艙內(nèi)設(shè)備的高頻段頻率范圍比整艙的大得多。從而造成計(jì)算得出艙內(nèi)設(shè)備的功率譜密度要小于整艙的功率譜密度。尤其是整艙低頻段的試驗(yàn)功率譜密度較大,在長(zhǎng)時(shí)間的可靠性試驗(yàn)中對(duì)整艙的結(jié)構(gòu)和性能影響較大。噴氣式飛機(jī)整艙的掛飛振動(dòng)主要是由作用在整艙外表面的氣動(dòng)擾流產(chǎn)生的寬帶隨機(jī)振動(dòng),整艙振動(dòng)通過(guò)結(jié)構(gòu)傳遞到艙內(nèi)設(shè)備,兩者的振動(dòng)譜不應(yīng)相差太大。為了更真實(shí)地模擬產(chǎn)品的使用環(huán)境，可參照MIL-STD-810G中多激勵(lì)振動(dòng)試驗(yàn)的方法進(jìn)行振動(dòng)實(shí)測(cè)調(diào)查，得到更為真實(shí)的、有效的試驗(yàn)應(yīng)力條件。

7　結(jié)束語(yǔ)

本文較完整敘述利用國(guó)軍標(biāo)提供的方法、公式制定噴氣式飛機(jī)吊艙內(nèi)設(shè)備可靠性試驗(yàn)剖面過(guò)程，并結(jié)合數(shù)據(jù)計(jì)算給出了詳細(xì)的案例，對(duì)試驗(yàn)剖面編制過(guò)程中遇到的問(wèn)題進(jìn)行了研究，使得可靠性試驗(yàn)剖面更加能真實(shí)地模擬使用環(huán)境。盡管按照相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)實(shí)施的可靠性試驗(yàn)方法，與產(chǎn)品實(shí)際使用環(huán)境存在差異，但仍可以較為真實(shí)地模擬使用環(huán)境，暴露產(chǎn)品的薄弱環(huán)節(jié)，評(píng)估可靠性，降低使用、保障費(fèi)用。

［1］ GJB 150A-2009，軍用裝備實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)方法［S］.

［2］ GJB 899A-2009，可靠性鑒定和驗(yàn)收試驗(yàn)［S］.

［3］ GB 1920-1980 ，標(biāo)準(zhǔn)大氣（30公里以下部分）［S］.

［4］ GB 6999-1986，環(huán)境試驗(yàn)用相對(duì)濕度查算表［S］.

［5］ HB 5652.1-1981，氣候極值·大氣溫度極值［S］.

Research on Formulation of Reliability Test Profilefor Jet Pod Devices

ZOU qi-feng1，2，3，SHEN zheng-rong1，2，3
（1. CEPREI， Guangzhou 510610；2. Guangdong Provincial Key Laboratory of Electronic Information Products Reliability Technology， Guangzhou 510610；3. Guangdong Provincial Research Center of Electronic Information Products Reliability and Environment Engineering Technology， Guangzhou 510610）

This paper analyzes the methodology of the reliability test profile for jet pod devices by using relevant military standard. It gives detailed process and case of the formulation of the test profile， and points out the problems encountered with the test profile formulation. Finally， it puts forward some new ideas about the formulation of vibration conditions in a reliability test profile.

jet pod devices； reliability test； profile

TB114.3

A

1004-7204（2016）04-0024-06

鄒祁峰（1989-），男，湖南衡陽(yáng)人，工業(yè)和信息化部電子第五研究所可靠性與環(huán)境工程研究中心助理工程師，主要從事可靠性試驗(yàn)技術(shù)的應(yīng)用研究工作。