內(nèi)埋彈艙典型結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)分析與試驗(yàn)驗(yàn)證

沈重，王虎寅，趙斌，陳忠明

（沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110035）

高隱身飛機(jī)均采用內(nèi)埋式彈艙結(jié)構(gòu)，因此在超音速及跨音速下打開武器艙門時(shí)，不穩(wěn)定氣流進(jìn)入彈艙內(nèi)，在艙內(nèi)前后產(chǎn)生膨脹波和壓縮波，這種膨脹波和壓縮波誘導(dǎo)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生強(qiáng)烈振動(dòng)[1-2]。在該環(huán)境下，結(jié)構(gòu)極易產(chǎn)生疲勞破壞，影響飛機(jī)飛行安全。

內(nèi)埋彈艙振動(dòng)、噪聲特性研究始于針對(duì)空腔的流動(dòng)激勵(lì)研究。早期，針對(duì)空腔振動(dòng)、噪聲研究只限于風(fēng)洞試驗(yàn)方法。1964年，Rossiter[3]首先對(duì)亞、跨聲速條件下的空腔流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了大量的試驗(yàn)研究。通過顯示技術(shù)，Rossiter發(fā)現(xiàn)了空腔周圍的脫落渦和壓力波，并推導(dǎo)出用于估算空腔流動(dòng)自持振蕩頻率的半經(jīng)驗(yàn)公式。后續(xù)眾多學(xué)者[4-6]對(duì)空腔噪聲進(jìn)行了詳細(xì)的研究，完善了空腔流動(dòng)理論。

通過Rossiter半經(jīng)驗(yàn)公式可知，彈艙后部結(jié)構(gòu)，特別是后壁板所處的環(huán)境最為惡劣，因此，文中針對(duì)內(nèi)埋彈艙后壁板典型結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了振動(dòng)響應(yīng)分析，并與振動(dòng)試驗(yàn)進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果表明，內(nèi)埋彈艙采用的加筋結(jié)構(gòu)形式合理，有限元計(jì)算結(jié)果能夠滿足動(dòng)強(qiáng)度在工程上的計(jì)算精度要求。

1 試驗(yàn)

內(nèi)埋彈艙的典型結(jié)構(gòu)如圖 1所示，采用加筋板結(jié)構(gòu)形式，長(zhǎng)約377 mm，寬約400 mm，高約25 mm，結(jié)構(gòu)材料為抗疲勞性能較的 7050鋁合金。利用MSC.PATRAN對(duì)該結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元建模，壁板及筋條采用 shell單元模擬，共有 8389個(gè) shell單元，8507個(gè)節(jié)點(diǎn)，邊界采用固支模擬，有限元模型如圖2所示。

2 動(dòng)力學(xué)分析

2.1 模態(tài)分析

利用 MSC.NASTRAN SOL103模塊對(duì)該結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析，可得前三階固有頻率為493、652、784 Hz，第一階振型如圖3所示。

2.2 隨機(jī)響應(yīng)分析

隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析是由系統(tǒng)輸入的統(tǒng)計(jì)特性計(jì)算系統(tǒng)輸出的統(tǒng)計(jì)特性，研究的基本問題是由輸入的自相關(guān)函數(shù)或功率譜密度函數(shù)來確定系統(tǒng)輸出的自相關(guān)函數(shù)或功率譜密度函數(shù)，從而確定系統(tǒng)響應(yīng)的方差和均方差。結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程為[7]：

式中：M為質(zhì)量矩陣；C為阻尼矩陣；K為剛度矩陣。若初始速度和位移為0，則系統(tǒng)響應(yīng)只由隨機(jī)激勵(lì)引起，求杜哈梅（Duhamel）積分得到時(shí)域響應(yīng)，也可用積分變換得到頻域響應(yīng)：

式中：h(t)為脈沖響應(yīng)函數(shù)；H(ω)為頻率響應(yīng)函數(shù)，與h(t)為一對(duì)傅里葉變換對(duì)。

計(jì)算所用的振動(dòng)載荷譜如圖4所示，得到各位置的加速度響應(yīng)及應(yīng)力響應(yīng)結(jié)果，用于指導(dǎo)后續(xù)試驗(yàn)中傳感器布置及結(jié)果對(duì)比。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 測(cè)點(diǎn)布置

根據(jù)隨機(jī)響應(yīng)計(jì)算結(jié)構(gòu)，確定了振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)的加速度及應(yīng)變的測(cè)點(diǎn)位置，如圖5、圖6所示，共兩件試驗(yàn)件。

3.2 掃頻結(jié)果對(duì)比分析

對(duì)兩件試驗(yàn)件進(jìn)行正弦掃頻試驗(yàn)，1號(hào)試驗(yàn)件第一階峰值頻率約為509 Hz，2號(hào)試驗(yàn)件第一階峰值頻率約為495 Hz。根據(jù)模態(tài)分析結(jié)果可知，有限元計(jì)算的第一階頻率與試驗(yàn)掃頻結(jié)果較為接近，因此，有限元模型及邊界條件模擬較為準(zhǔn)確。

3.3 加速度測(cè)試結(jié)果對(duì)比分析

對(duì)兩件試驗(yàn)件按振動(dòng)譜進(jìn)行隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)，振動(dòng)控制譜精度滿足國軍標(biāo)要求，試驗(yàn)結(jié)果與有限元計(jì)算結(jié)果見表 1?？梢钥闯觯?號(hào)點(diǎn)、3號(hào)點(diǎn)的有限元計(jì)算得到的加速度響應(yīng)與試驗(yàn)結(jié)果較為接近，2號(hào)點(diǎn)與試驗(yàn)結(jié)果相差較大，誤差為23.2%，基本滿足工程計(jì)算結(jié)果要求。

3.4 應(yīng)變測(cè)試結(jié)果對(duì)比分析

應(yīng)力測(cè)試結(jié)果與計(jì)算結(jié)果對(duì)比見表 2。從表 2可以看出，應(yīng)力計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果存在一定誤差。主要是由于有限元模型建模過程中進(jìn)行了簡(jiǎn)化，去除了倒角等細(xì)節(jié)信息，此外各階的模態(tài)阻尼無法在有限元模型中準(zhǔn)確地模擬導(dǎo)致計(jì)算誤差。在各應(yīng)變測(cè)試點(diǎn)中，3號(hào)測(cè)點(diǎn)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果誤差最大，為-39.1%，其他測(cè)點(diǎn)二者誤差大多在20%以下。兩件試驗(yàn)件平均誤差基本在 20%以下，表明有限元計(jì)算結(jié)果能夠滿足動(dòng)強(qiáng)度在工程上的計(jì)算精度要求。

表1 加速度測(cè)試結(jié)果與計(jì)算分析結(jié)果對(duì)比表

表2 應(yīng)力測(cè)試結(jié)果與計(jì)算分析結(jié)果對(duì)比表

4 結(jié)論

文中通過對(duì)內(nèi)埋彈艙典型結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)及有限元分析，可以得到以下結(jié)論：

1）內(nèi)埋彈艙典型結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件在本次試驗(yàn)規(guī)定的振動(dòng)載荷和試驗(yàn)條件下完成了試驗(yàn)，試驗(yàn)件未發(fā)現(xiàn)工程目視可檢裂紋等破壞現(xiàn)象，達(dá)到了規(guī)定的抗振能力，表明內(nèi)埋彈艙選擇該種加筋結(jié)構(gòu)形式合理，滿足動(dòng)強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求。

2）通過對(duì)有限元計(jì)算結(jié)果與測(cè)試結(jié)果對(duì)比可知，有限元計(jì)算結(jié)果能夠滿足動(dòng)強(qiáng)度在工程上的計(jì)算精度要求。