飛機(jī)外掛物新型振動(dòng)試驗(yàn)夾具研究*

劉 杰，王崇哲，常選倉

（中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第二十九研究所，四川成都 610036）

引 言

飛機(jī)外掛物（如吊艙）通過吊耳和掛架懸掛在機(jī)翼下方掛飛，其振動(dòng)載荷來源于噴氣飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲、外掛物表面的氣動(dòng)湍流、載機(jī)的振動(dòng)以及內(nèi)部裝備和局部氣動(dòng)力，其中外掛物表面的氣動(dòng)湍流是外掛物振動(dòng)的主要來源[1–2]。振動(dòng)試驗(yàn)是考察外掛物是否滿足掛飛條件的重要試驗(yàn)項(xiàng)目，采用正確的試驗(yàn)方法才能準(zhǔn)確模擬外掛物的實(shí)際掛飛狀態(tài)，準(zhǔn)確模擬外掛物的飛行狀態(tài)才不會(huì)對(duì)設(shè)備過考核或欠考核[3]，才能對(duì)外掛設(shè)備的可靠性和安全性進(jìn)行準(zhǔn)確的評(píng)估，避免飛行安全事故。

目前，國(guó)內(nèi)針對(duì)組合式飛機(jī)外掛物掛飛振動(dòng)試驗(yàn)主要采用以下2種方法[1]：

1）通過剛性結(jié)構(gòu)支撐架單臺(tái)激勵(lì)外掛物。此方法是通過龍門式支撐夾具直接將外掛物剛性連接到振動(dòng)臺(tái)上[4]。經(jīng)驗(yàn)證，該方法不適用，試驗(yàn)數(shù)據(jù)與實(shí)測(cè)飛行數(shù)據(jù)相差較大，通常對(duì)其環(huán)境適應(yīng)性考核偏嚴(yán)；

2）通過繩索將外掛物柔性懸掛在試驗(yàn)室，兩個(gè)振動(dòng)臺(tái)通過剛性軸將激勵(lì)傳遞到外掛物首尾端框，模擬氣動(dòng)湍流對(duì)前后兩端的影響。此方法只適用于可自由飛行的外掛物[1]，并不適用于外掛于機(jī)體掛飛的設(shè)備。它改變了掛飛型外掛物的實(shí)際掛飛裝夾狀態(tài)和固有模態(tài)，艙體響應(yīng)失真。

上述2種常用的工程方法均有各自的優(yōu)點(diǎn)和不足。鑒于目前還沒有一種較為合理的試驗(yàn)方法，因此有必要對(duì)組合式飛機(jī)外掛物掛飛振動(dòng)試驗(yàn)方法進(jìn)行研究，探索一種更接近實(shí)際飛行狀態(tài)的試驗(yàn)夾具和方案。

本文以某吊艙（后面稱其為M艙）為對(duì)象，對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)夾具和試驗(yàn)控制進(jìn)行研究[5–7]。首先通過有限元仿真，計(jì)算吊艙在理想剛性夾具下的隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)[8–9]；之后通過優(yōu)化迭代設(shè)計(jì)出一種理想的新型“彈性”試驗(yàn)夾具，計(jì)算吊艙在該夾具下的隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)，并通過迭代優(yōu)化篩選出最優(yōu)的控制點(diǎn)[10]；最后對(duì)吊艙在兩類夾具下的隨機(jī)振動(dòng)仿真結(jié)果與吊艙在實(shí)際掛飛過程中監(jiān)測(cè)的響應(yīng)進(jìn)行對(duì)比分析，證明新型彈性夾具科學(xué)合理，更加符合實(shí)際掛飛情況。

1 隨機(jī)振動(dòng)條件

為監(jiān)測(cè)M艙的實(shí)際掛飛振動(dòng)情況，在吊艙內(nèi)部布置了8個(gè)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)，24個(gè)監(jiān)測(cè)通道。測(cè)點(diǎn)位置均在艙體剛度較好的結(jié)構(gòu)件上，具體如圖1和表1所示。在吊艙隨飛機(jī)掛飛2年期間，共采集了29個(gè)有效架次中的振動(dòng)數(shù)據(jù)，振動(dòng)采樣頻率為10 000 Hz。

圖1 吊艙振動(dòng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)分布示意圖

表1 吊艙振動(dòng)傳感器布置位置

通過分析，29架次的飛行數(shù)據(jù)基本覆蓋飛行包線中的極限狀態(tài)，因此根據(jù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)直接歸納振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件，建立動(dòng)壓與振動(dòng)量值之間的預(yù)計(jì)模型，計(jì)算飛行包線極限狀態(tài)下最大動(dòng)壓對(duì)應(yīng)的振動(dòng)量值，作為功能振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件。

分析中發(fā)現(xiàn)吊艙前部（第1，2，3框）比后部（第4，5框）的整體振動(dòng)量級(jí)低，因此劃分為2個(gè)區(qū)分別進(jìn)行數(shù)據(jù)分析和歸納，得到前后區(qū)的2個(gè)振動(dòng)條件。由于仿真軟件中只能輸入一個(gè)振動(dòng)條件，為避免對(duì)吊艙欠考核，因此此次仿真中選取了量級(jí)更大的整艙后部的振動(dòng)條件，如圖2所示。

圖2 吊艙隨機(jī)振動(dòng)條件

2 新型彈性夾具設(shè)計(jì)

2.1 概述

GJB 150.16A—2009中6.4.5.1對(duì)飛機(jī)外掛物振動(dòng)試驗(yàn)夾具有明確要求，主要包括以下幾點(diǎn)：

1）結(jié)構(gòu)支撐架彎曲振型的模態(tài)頻率至少是外掛1階彎曲頻率的2倍，且不與外掛物的模態(tài)耦合；

2）外掛物、懸掛設(shè)備及結(jié)構(gòu)支撐架的組合剛體模態(tài)頻率應(yīng)在5 Hz和20 Hz之間，且低于外掛物最低彎曲頻率的一半；

3）不要用結(jié)構(gòu)支撐架直接激勵(lì)外掛物。

因此新型彈性試驗(yàn)夾具的剛度需滿足以上要求，同時(shí)在試驗(yàn)方法上要采用振動(dòng)臺(tái)直接激勵(lì)吊艙。

2.2 吊艙仿真模型

吊艙艙體整體為梁式結(jié)構(gòu)，方管形截面，通常主要由上下壁板、梁、隔框（第2，3，4框）、端框（第1，5框）、蒙皮、側(cè)口蓋、天線罩等組成，如圖1所示。這些結(jié)構(gòu)都可以簡(jiǎn)化為薄壁結(jié)構(gòu)，提取出相應(yīng)的曲面，后續(xù)采用“殼單元”建模，通過調(diào)整不同區(qū)域殼單元的厚度和材料屬性，完成艙體結(jié)構(gòu)仿真模型的建立。

吊艙內(nèi)部設(shè)備種類繁多，外形尺寸及結(jié)構(gòu)特征也不盡相同。由于研究對(duì)象是吊艙艙體的響應(yīng)，因此需對(duì)內(nèi)部設(shè)備進(jìn)行合理簡(jiǎn)化。經(jīng)研究和仿真驗(yàn)證，結(jié)合仿真軟件的特點(diǎn)，將設(shè)備簡(jiǎn)化為外形、質(zhì)量保持一致的質(zhì)量塊。通過上述簡(jiǎn)化方法，M艙的最終有限元模型如圖3所示。

圖3 M艙的最終有限元模型

2.3 吊艙模態(tài)分析

吊艙對(duì)外通過前后2個(gè)吊耳懸掛，再利用兩側(cè)的止擺器施加壓力約束其擺動(dòng)實(shí)現(xiàn)安裝固定。仿真分析時(shí)邊界條件簡(jiǎn)化為：吊耳處約束X,Y,Z三個(gè)方向的位移，止擺處約束對(duì)應(yīng)法向方向的位移，最終計(jì)算得到M艙的前4階固有頻率（表2），其中第1次彎曲振型的模態(tài)頻率f1=38.72 Hz。

表2 吊艙模態(tài)計(jì)算結(jié)果

2.6 夾具迭代優(yōu)化

為使夾具滿足2.1節(jié)中的相關(guān)要求，需對(duì)夾具進(jìn)行迭代優(yōu)化，優(yōu)化流程如圖6所示。

圖6 夾具優(yōu)化流程圖

2.4 夾具初始建模與模態(tài)分析

本文提出的新型彈性夾具呈“Γ”型，根據(jù)這種設(shè)想的形態(tài)，預(yù)先建立一個(gè)初始的夾具模型，如圖4所示。

圖4 夾具初始模型

夾具采用梁?jiǎn)卧瑢?duì)不同位置的梁賦予不同的截面屬性，對(duì)其底部施加固定約束，計(jì)算夾具的固有模態(tài)，得到夾具初始模型的第1階彎曲模態(tài)頻率f2，判斷f2是否滿足指標(biāo)f2≥2f1。

2.5 組合體模態(tài)分析

當(dāng)“?！毙蛫A具的第1階彎曲模態(tài)頻率f2滿足指標(biāo)f2≥2f1后，按照實(shí)際裝機(jī)狀態(tài)將吊艙懸掛于夾具上（圖5），然后對(duì)夾具與吊艙形成的組合體進(jìn)行模態(tài)分析，得到組合體的第1階模態(tài)頻率f，判斷f值是否滿足指標(biāo)5 Hz＜f ＜20 Hz，且f ＜0.5f1。

圖5 組合體振動(dòng)示意圖

通過多輪優(yōu)化迭代，得到最終的新型彈性夾具及組合體的前4階模態(tài)（表3），其中夾具的第1階彎曲模態(tài)頻率f2= 78.9 Hz，組合體的第1階模態(tài)頻率f=8.5 Hz，均滿足相關(guān)指標(biāo)要求。

表3 夾具及組合體模態(tài)優(yōu)化結(jié)果

3 隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)計(jì)算

以圖2的振動(dòng)條件對(duì)M艙進(jìn)行Z向隨機(jī)振動(dòng)仿真分析，得到不同類型夾具下吊艙相同位置的響應(yīng)。

3.1 剛性夾具

在2.3節(jié)模態(tài)分析的基礎(chǔ)上對(duì)M艙進(jìn)行隨機(jī)振動(dòng)仿真分析，以模擬傳統(tǒng)試驗(yàn)方法一（即剛性支撐單臺(tái)振動(dòng)）。艙體上8個(gè)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)加速度見表4，即表中“剛性夾具”對(duì)應(yīng)的數(shù)據(jù)。

表4 Z 向響應(yīng)加速度值對(duì)照表

3.2 新型夾具

采用2.6節(jié)迭代優(yōu)化后得到的最終新型彈性夾具，對(duì)M艙進(jìn)行Z向隨機(jī)振動(dòng)仿真分析。與“剛性支撐單臺(tái)振動(dòng)”的控制方法不同，在新型夾具下采用“兩點(diǎn)激勵(lì)”以模擬“雙臺(tái)激勵(lì)振動(dòng)”?？刂泣c(diǎn)的選取對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果有顯著影響，通過對(duì)控制點(diǎn)的多輪迭代和篩選，得到M艙Z向振動(dòng)時(shí)的最優(yōu)控制點(diǎn)位置，即2框和后吊耳，如圖7所示。

圖7 Z 向隨機(jī)振動(dòng)最優(yōu)控制點(diǎn)

仿真模型中吊艙按照真實(shí)的掛載方式懸掛于新型夾具上，最終得到M艙在新型夾具上的隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)。艙體上8個(gè)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)加速度見表4，即表中“新型夾具”對(duì)應(yīng)的數(shù)據(jù)。

4 結(jié)果對(duì)比分析

4.1 仿真與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比

M艙在2種夾具下的Z向隨機(jī)振動(dòng)仿真結(jié)果與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)見表4，其中“剛性夾具”表示“剛性夾具–吊艙”組合的仿真結(jié)果，“新型夾具”表示“新型夾具–吊艙”組合的仿真結(jié)果。各測(cè)點(diǎn)的加速度響應(yīng)對(duì)比曲線如圖8所示。

圖8 Z 向振動(dòng)響應(yīng)加速度對(duì)比圖

4.2 結(jié)果分析

1）從仿真結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果的對(duì)比來看，采用新型夾具得到的吊艙響應(yīng)更加逼近真實(shí)掛飛監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)，說明新型“彈性”夾具與機(jī)翼近似，模擬的振動(dòng)環(huán)境更加真實(shí)；

2）從“新夾具”和“實(shí)測(cè)值”兩條曲線對(duì)比可以看到，曲線后部（點(diǎn)5—點(diǎn)8）的擬合度更好，前部的仿真值大于實(shí)測(cè)值，這是因?yàn)檎摲抡鏃l件采用了量值更大的吊艙后部振動(dòng)條件；

3）整個(gè)吊艙在實(shí)際掛飛時(shí)，從前端到后端，其外表面的流場(chǎng)大致是從穩(wěn)流到湍流的一個(gè)變化過程，即氣流越靠后越紊亂，對(duì)吊艙的振動(dòng)影響就越大。整個(gè)吊艙不同區(qū)域的振動(dòng)量值都是不同的，無論是仿真還是振動(dòng)試驗(yàn)，都不可能完美模擬出真實(shí)的振動(dòng)環(huán)境，振動(dòng)響應(yīng)與真實(shí)情況必定存在差異。

5 結(jié)束語

所有飛機(jī)外掛物在研制、鑒定、生產(chǎn)等各個(gè)階段都需要進(jìn)行掛飛振動(dòng)試驗(yàn)，因此，振動(dòng)試驗(yàn)?zāi)芊裾鎸?shí)模擬外掛物的實(shí)際掛飛狀態(tài)，使試驗(yàn)狀態(tài)接近實(shí)際工況至關(guān)重要。

本文的研究成果可應(yīng)用于所有機(jī)載外掛物，如電子吊艙、翼尖艙、副油箱、導(dǎo)彈等。本文提出的新型振動(dòng)夾具提升了振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性和可信度，彌補(bǔ)了國(guó)內(nèi)現(xiàn)有試驗(yàn)方法的不足，為行業(yè)內(nèi)振動(dòng)夾具乃至試驗(yàn)方法的改進(jìn)探索出了一種可行方案。