彈射起飛和攔阻著陸沖擊試驗方法探討

毛勇建，王玨，陳穎，劉青林，李明海，牛寶良，張平，嚴俠，鄭敏，李曉琳

（中國工程物理研究院 總體工程研究所，四川 綿陽 621999）

為驗證固定翼艦載機機上或機內(nèi)裝備（以下簡稱機載裝備）在承受彈射起飛和攔阻著陸沖擊時的功能和結(jié)構(gòu)完好性，無論是MIL-STD-810F Method 516.5 Procedure VIII[1]、MIL-STD-810G Method 516.6 Procedure VIII[2]還是 GJB 150.18A—2009 程序 VIII[3]，都對彈射起飛和攔阻著陸沖擊試驗提出了要求。這些標準對試驗方法的規(guī)定都不夠詳盡，對實施的指導(dǎo)性還存在一定差距。

針對艦載機彈射起飛和攔阻著陸相關(guān)試驗，國外的報道主要集中在1970年代，包括采用試驗車的沖擊試驗[4-5]、沖擊數(shù)據(jù)實測[6]以及疲勞試驗[7-8]等。近年來，圍繞艦載機彈射起飛和攔阻著陸動力學(xué)仿真[9-12]和結(jié)構(gòu)可靠性問題[13-14]的研究較多，但針對彈射起飛和攔阻著陸的沖擊試驗技術(shù)研究較少。孫建勇等[15]分析了攔阻著陸沖擊環(huán)境的特征及其環(huán)境效應(yīng)，討論了攔阻著陸沖擊與正常著陸沖擊的區(qū)別，并根據(jù)基本設(shè)計沖擊和攔阻著陸沖擊的加速度響應(yīng)特性，指出基本設(shè)計沖擊不能充分覆蓋攔阻著陸沖擊，最后分析了機載設(shè)備經(jīng)隨機振動試驗或基本設(shè)計沖擊試驗后免去攔阻沖擊試驗的條件。由于國內(nèi)對攔阻著陸沖擊研究較少，尚缺少相應(yīng)的實測數(shù)據(jù)，現(xiàn)有標準規(guī)范中也沒有給出其沖擊環(huán)境條件，因此，在實施攔阻沖擊試驗時，尚存在難以準確確定試驗條件的問題，亟待加以研究解決。史為民等[16]簡要討論了彈射起飛和攔阻著陸沖擊試驗方法，并建議加強研究，盡快制定試驗規(guī)范，確保艦載機機載產(chǎn)品能夠高可靠性地工作。王虎寅等[17]提出通過對試驗件的尺寸縮比，并采用替代材料，可以對彈射載荷進行縮比，減小試驗行程，保證能夠在水平?jīng)_擊滑臺上對彈射載荷進行模擬。上述研究在國內(nèi)具有一定的開創(chuàng)性，但總的來講，這些研究尚不足以指導(dǎo)和規(guī)范艦載機機載裝備彈射起飛和攔阻著陸沖擊試驗的工程實施。

文中從GJB 150.18A—2009以及MIL-STD-810F/G出發(fā)，就艦載機機載裝備彈射起飛和攔阻著陸沖擊試驗的工程實現(xiàn)方法作進一步討論。

1 彈射起飛和攔阻著陸沖擊環(huán)境及其載荷特征分析

上述標準[1-3]指出：彈射起飛和攔阻著陸沖擊是由飛機質(zhì)量和起落架阻尼特性所確定的較低頻率的近似正弦的瞬態(tài)周期振動，這是與其他典型沖擊的主要區(qū)別。根據(jù)實測數(shù)據(jù)，典型彈射起飛和攔阻著陸沖擊的加速度時間歷程如圖1所示[1-3]（文中的x、y、z向分別對應(yīng)文獻[1-3]中的縱向、垂向、橫向；另外，文獻[1-3]中彈射起飛和攔阻著陸的縱向，即x向的加速度曲線前后均不在零線上，文中予以了修正）。由圖1可見，彈射起飛沖擊由三個階段組成：第一個階段是瞬態(tài)沖擊（可以理解為持續(xù)時間較短、能量較高、幅值隨時間變化的非平穩(wěn)振動）；第二個階段是持續(xù)時間約為2 s的瞬態(tài)振動（可理解為持續(xù)時間較長、能量較低、幅值隨時間變化的非平穩(wěn)振動）；第三個階段是另一個瞬態(tài)沖擊。攔阻著陸沖擊由兩個階段組成：第一階段是瞬態(tài)沖擊過程；第二階段是持續(xù)時間約為3 s的瞬態(tài)振動。

圖1 典型彈射攔阻加速度曲線Fig.1 Typical acceleration curves of catapult launch and arrested landing shock: a) x-direction of catapult launch; b) y-direction of catapult launch; c) z-direction of catapult launch; d) x-direction of arrested landing; e) y-direction of arrested landing;f) z-direction of arrested landing

根據(jù)上述介紹并結(jié)合圖1，可總結(jié)彈射起飛和攔阻著陸沖擊環(huán)境的特點。

1）瞬態(tài)特征：載荷曲線具有顯著的瞬態(tài)變化特征，盡管曲線中含有穩(wěn)態(tài)分量，但這種穩(wěn)態(tài)分量并不是主要特征，對試驗考核也不重要。

2）振蕩特征：載荷曲線是復(fù)雜振蕩波形，在忽略穩(wěn)態(tài)分量的情況下，它表現(xiàn)為交變載荷，而不是單脈沖（單方向）的經(jīng)典沖擊波形。

3）低頻特征：載荷曲線的頻率較低，其特征與飛機結(jié)構(gòu)的模態(tài)相關(guān)。

4）大位移、高速度特征：這些載荷是在彈射和攔阻過程中測得的，其物理過程本身就具有大位移、高速度特征。特別是x向，彈射行程在70~90 m，彈射速度近 300 km/h（83.3 m/s）[18-20]；攔阻初速在50~60 m/s，攔阻行程在70~90 m[12]。實測數(shù)據(jù)表明，較于其他典型沖擊，y、z向沖擊也具有較大的位移和速度。

2 彈射起飛和攔阻著陸沖擊試驗方法討論

根據(jù)文獻[1-3]，彈射起飛和攔阻著陸沖擊試驗方法，分為有實測數(shù)據(jù)和無實測數(shù)據(jù)兩種。此外，國內(nèi)外在上述兩種方法的實施條件不具備時，還采用過標準外的其他方法。

2.1 無實測數(shù)據(jù)——阻尼正弦波方法

無實測數(shù)據(jù)時，采用阻尼正弦波模擬，其數(shù)學(xué)表達式為：

式中，A為加速度；mA為加速度幅值；ξ為阻尼比；ω為圓頻率；t為時間；eT為沖擊有效持續(xù)時間。

相關(guān)參數(shù)的取值要求為：波形圓頻率ω由給定飛機的結(jié)構(gòu)分析和第一階模態(tài)的頻率綜合確定；加速度幅值mA由給定飛機的結(jié)構(gòu)分析、第一階模態(tài)的頻率以及裝備在第一階模態(tài)振型上所處的位置確定；阻尼比ξ取0.025（即品質(zhì)因子 20Q= ）；沖擊有效持續(xù)時間eT取 2 s；沖擊次數(shù)由特定的應(yīng)用確定，一般根據(jù)疲勞壽命計算；沖擊間隔時間一般為10 s及以上。

由上述要求可見，阻尼正弦波方法中，相關(guān)參數(shù)或者其確定方法都是比較明確的。這樣在工程實施中就比較方便，并且能夠保證一定的重復(fù)性和一致性。

對于阻尼正弦波方法的允差，文獻[1-3]也給出了明確要求，即按照復(fù)雜瞬態(tài)脈沖的允差要求：“主要峰值和谷值定義為超過其最大峰（谷）值 75%的峰（谷）值，其 90%的主要峰值和谷值的允差應(yīng)分別在所要求峰（谷）值的±10%內(nèi)”。這個要求是比較明確的，但它只對峰（谷）值進行了約束，對波形形狀沒有要求。在具體實施中，筆者認為可將此作為基本要求，在此基礎(chǔ)上還可根據(jù)沖擊試驗設(shè)備能力，進一步對波形形狀進行約束，以提高試驗的重復(fù)性和一致性。

另外，對阻尼正弦波進行積分，可知其位移和速度都較大。比如以加速度幅值12g、頻率5 Hz為例（如圖2所示），其最高速度可達7.35 m/s左右，并且位移不斷增大，在2 s時可達7.63 m。因此，對于阻尼正弦波方法的實施，一是需要較大位移、較高速度的試驗設(shè)備，同時還要采用一定的波形處理方法減小速度和位移。

圖2 阻尼正弦波加速度及其經(jīng)積分得到的速度、位移曲線Fig.2 Acceleration curve of damped sine wave and the corresponding velocity and displacement curves calculated by integration

2.2 有實測數(shù)據(jù)——復(fù)雜波形再現(xiàn)方法

文獻[1-3]規(guī)定，如果有實測數(shù)據(jù)，一方面可以在振動臺上進行波形控制（也稱波形再現(xiàn)）；另一方面可以把彈射沖擊處理為由一個瞬態(tài)振動分隔的兩個沖擊過程，將攔阻沖擊處理為一個瞬態(tài)沖擊后跟隨一瞬態(tài)振動。上述第一種實現(xiàn)方法是直接的波形再現(xiàn)，而后一種實現(xiàn)方法是經(jīng)過中間處理和轉(zhuǎn)化的間接波形再現(xiàn)。因此，這里將這兩種實現(xiàn)方法統(tǒng)稱復(fù)雜波形再現(xiàn)方法。

正如史為民等[16]指出，以實測數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)的波形再現(xiàn)方法，理論上是一種最佳的方法。然而，由于文獻[1-3]規(guī)定的含糊性及我國的現(xiàn)實條件，該方法的工程實施尚存在一定難度，具體表現(xiàn)在以下幾個方面。

1）實測數(shù)據(jù)的獲得。一般而言，航母、艦載機平臺以及機載裝備的研發(fā)都是系統(tǒng)規(guī)劃和并行開展的，因此在機載裝備研發(fā)期間，一般不存在實測數(shù)據(jù)，即使有相似裝備的實測數(shù)據(jù)，也需要論證其代表性。這個困難導(dǎo)致復(fù)雜波形再現(xiàn)方法缺少數(shù)據(jù)基礎(chǔ)。

2）實測數(shù)據(jù)的處理。即使存在可以利用的實測數(shù)據(jù)，還要進行處理，具體包括統(tǒng)計、濾波等。其中數(shù)據(jù)統(tǒng)計可按GJB 150.18A—2009附錄B（數(shù)據(jù)集上限的統(tǒng)計分析方法）進行，但該方法需要在頻域范圍內(nèi)統(tǒng)計，然后轉(zhuǎn)化為時域波形。因此，對于具有多個樣本的實測數(shù)據(jù)，仍然是采用間接的波形再現(xiàn)方法。對于數(shù)據(jù)濾波，文獻[1-3]給出的實測數(shù)據(jù)已經(jīng)通過70 Hz低通濾波，因此濾波的上限可取70 Hz，但頻率下限的設(shè)定就比較麻煩了。文獻[1-3]指出，機體縱向（即x向）含有穩(wěn)態(tài)分量，該分量在試驗中并不重要，可以采用高通濾波從時間歷程中去掉。同時指出，高通濾波器的截止頻率應(yīng)小于最大加速度沖擊響應(yīng)譜最低頻率的10%。那么，沖擊響應(yīng)譜的最低頻率如何確定，標準并沒有明示。機翼、機體一階振型的頻率通常在幾赫茲，如果按照上述方法，即便按10 Hz的10%，即1 Hz為截止頻率進行高通濾波，獲得時間歷程曲線的位移（峰值0.79~2.20 m/s）和速度（峰值0.05~2.71 m）都較大，見圖3和表1。如果濾波頻率降低，速度和位移峰值還要進一步增大。這樣的載荷對于波形再現(xiàn)來說，普通的沖擊或振動試驗設(shè)備存在較大難度?？偟膩碇v，對工程實施來說，一方面需要研究如何對波形進行進一步處理，以減小速度和位移峰值，同時也要研發(fā)具有較大位移和速度的專用沖擊試驗設(shè)備。

圖3 經(jīng)1~70 Hz FFT帶通濾波的典型彈射攔阻加速度曲線及其積分得到的速度、位移曲線Fig.3 Typical acceleration curves of catapult launch and arrested landing shock by 1~70 Hz FFT bandpass filtering and the velocity and displacement curves calculated by integration: a) x-direction of catapult launch; b) y-direction of catapult launch;c) z-direction of catapult launch; d) x-direction of arrested landing; e) y-direction of arrested landing;f) z-direction of arrested landing

表1 經(jīng)1～70 Hz FFT帶通濾波的典型彈射攔阻加速度及速度、位移峰值Tab.1 Peaks of acceleration, velocity and displacement of typical catapult launch and arrested landing shock by 1~70 Hz FFT bandpass filtering

3）實測數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)化。文獻[1-3]提出除采用實測時間歷程曲線經(jīng)適當處理進行波形再現(xiàn)外，還推薦把彈射沖擊處理為由一個瞬態(tài)振動分隔的兩個沖擊過程，將攔阻沖擊處理為一個沖擊后跟隨一瞬態(tài)振動。這個“處理”的過程也比較含糊，比如“一個沖擊”、“兩個沖擊”和“瞬態(tài)振動”如何描述和轉(zhuǎn)化，參數(shù)如何選擇，都沒有明確給出，因此要工程實現(xiàn)仍然存在較大困難。

4）允差要求的執(zhí)行。文獻[1-3]規(guī)定的允差要求是要確保試驗響應(yīng)的沖擊響應(yīng)譜滿足規(guī)定的允差要求，同時瞬態(tài)振動還要確保波峰和波谷在規(guī)定的波形允差范圍或在試驗規(guī)范給出的允差范圍內(nèi)。顯然，對一個試驗從頻域和時域都給出了允差要求，具體實施中也存在一定困難。

根據(jù)以上討論，復(fù)雜波形再現(xiàn)方法雖最為真實，模擬效果最佳，但其工程實現(xiàn)具有較大難度，還需要開展進一步研究。

2.3 標準外的其他方法——超長脈沖半正弦波方法

在不具備上述兩種試驗方法的實施條件時，為找到一種可以實現(xiàn)的途徑，俄羅斯曾采用超長脈沖（持續(xù)時間在100 ms量級）半正弦波進行試驗，我國在早期裝備研制中也繼承了這種方法[21]。這種方法具有如下局限性。

1）標準符合性不強。無論什么沖擊環(huán)境，文獻[1-3]不推薦半正弦波方法。

2）載荷特征吻合性欠佳。從實測數(shù)據(jù)來看，彈射攔阻沖擊具有振蕩特征，它耦合了機體、機翼的振動，是交變載荷，這個認識在文獻[1-3]中也有明顯體現(xiàn)。超長脈沖半正弦波更像是穩(wěn)態(tài)加速度載荷，具有單向性，而非振蕩特征，其正負沖擊響應(yīng)譜差別很大，而實測數(shù)據(jù)和阻尼正弦波的正負沖擊響應(yīng)譜則基本吻合。如果在正負方向分別激勵，則又存在將一個物理過程分為兩個過程來模擬的問題，其環(huán)境效應(yīng)必定會發(fā)生一定變化。

3）試驗?zāi)康牟粔蚯逦３L脈沖半正弦波更像是穩(wěn)態(tài)的加速度載荷，而穩(wěn)態(tài)的加速度載荷已經(jīng)在GJB 150.15A—2009[22]中考慮，即在普通飛機的加速度載荷基礎(chǔ)上，對艦載機進行了大幅提高。在具體實施中，我國也曾將-x向載荷從2.5 g增加到了5 g[16]。在此情況下，彈射攔阻沖擊試驗的目的就不再是考核穩(wěn)態(tài)加速度環(huán)境適應(yīng)性，而是考核在耦合機翼或機體振動的交變復(fù)雜沖擊載荷作用下的適應(yīng)性，采用半正弦波很難達到這個目的。

4）試件安裝狀態(tài)不夠真實。超長脈沖半正弦波很難在跌落式?jīng)_擊機上產(chǎn)生，一般通過安裝在軌道上的水平伺服滑臺實現(xiàn)。這樣在進行±x、±z向試驗時，試件安裝狀態(tài)與實際狀態(tài)是一致的，但對±y向試驗，需要將產(chǎn)品翻轉(zhuǎn)90°安裝，這個狀態(tài)相對實際安裝狀態(tài)具有一定偏離，對某些產(chǎn)品可能會造成影響（比如裝有循環(huán)介質(zhì)的試件等）。

3 結(jié)語

文中基于相關(guān)標準及其提供的實測數(shù)據(jù)，分析了彈射起飛和攔阻著陸沖擊的載荷特征，針對試驗方法進行了簡單討論，獲得了以下初步認識。

1）從實測數(shù)據(jù)看，彈射攔阻沖擊具有瞬態(tài)、交變、低頻、大位移、高速度等特征。

2）無實測數(shù)據(jù)時的阻尼正弦波方法是標準推薦的方法，因要求相對明確，工程實現(xiàn)相對方便。

3）有實測數(shù)據(jù)時的復(fù)雜波形再現(xiàn)方法，雖對載荷模擬較為真實，但存在諸多技術(shù)細節(jié)和參數(shù)不明確，工程實現(xiàn)具有較大難度。

4）超長脈沖半正弦波方法是在標準推薦方法不能實現(xiàn)時的折中考慮，在標準符合性、載荷特征吻合性、試驗?zāi)康那逦浴⒃嚰惭b狀態(tài)一致性等方面都有一定局限，在上述兩種標準推薦方法能夠?qū)崿F(xiàn)時，不建議使用。

5）標準推薦的阻尼半正弦波和復(fù)雜波形再現(xiàn)兩種方法，都需要大位移、高速度的專用沖擊試驗設(shè)備，同時需要對波形進行適當?shù)募夹g(shù)處理，方可實現(xiàn)。