固定翼飞机外挂物着陆冲击响应谱研究

雷晓波, 张强, 张永峰

（中国飞行试验研究院 发动机所, 陕西 西安 710089）

固定翼飞机外挂物着陆冲击响应谱研究

雷晓波, 张强, 张永峰

（中国飞行试验研究院 发动机所, 陕西 西安 710089）

基于冲击响应谱理论,对固定翼飞机着陆时刻外挂构型冲击信号进行了分析,得到了着陆状态冲击振动的特性;利用均值和方差概念,建立了冲击响应谱评估公式,得到了适用于冲击试验和结构动力学设计的冲击响应谱包络曲线。分析结果表明:不同着陆姿态所对应的冲击响应谱曲线走势基本一致,但不同姿态所对应的冲击谱放大系数差异较大;同一构件的不同位置冲击响应曲线走势相差很大,不具有相似性。该结论为外挂构型的冲击试验和外挂构型内部设备的减振防冲击设计提供了重要依据。

固定翼飞机外挂物; 着陆冲击; 冲击响应谱; 减振防冲击

0 引言

随着现代运输机载重量的日益增大,以及战斗机对短距起降性能的高要求,固定翼飞机外挂物在着陆时将面临越来越严峻的冲击载荷[1],冲击往往会激起机载设备和飞机构型数秒的衰减振动和固有的频率响应,使飞机及其机载设备结构及功能受到不同程度的损害甚至失效[2-3],进而影响飞机的安全和战斗力。因此分析飞机外挂物着陆冲击特性,针对受冲击载荷影响大的部件采取减振防冲击策略,直接关系到机载设备的结构完整性和功能可靠性。根据GJB150.18A-2009冲击试验部分的规定,机载设备需要进行相关的冲击试验。但到目前为止，在飞机机载设备上所开展的冲击试验主要采用以半正弦、三角波脉冲波形为激励源,而实际冲击波是很复杂的,传统冲击试验并不能很好地反映实际冲击的特性,而采用实测得到的冲击响应谱分析能够较真实地模拟系统所受的真实冲击环境,而且能够很好地解决经典波形试验造成的过冲击危险[4]。对于工程设计人员来说,通过冲击响应谱的分析,可以对设备各部件所承受的最大动载荷有比较准确的把握,从而为产品的减振防冲击设计提供准确的工程数据[5-6]。

本文基于冲击响应谱方法，对某型固定翼飞机外挂构型着陆时刻外挂构型的冲击信号进行了分析,得到了该外挂构型的冲击特性,为以后外挂构型的结构改进、机载设备的减振防冲击设计及冲击试验提供了真实的数据依据。

1 飞机着陆冲击过程

飞机着陆过程首先是一瞬态冲击过程,紧接着是持续时间约2 s的衰减振动[1]。冲击过程可以用衰减振动理论来解释。着陆状态是固定翼飞机飞行过程中载荷最为复杂的阶段,在主起落架触地瞬间到前起落架触地数秒的过程中,除了作用在飞机上的气动力、发动机推力及侧风带来的附加侧向力外,还有地面撞击力、不对称着陆造成的侧向附加滚转力矩及起落架非线性气液减振过程。这些因素将会影响衰减振动模型中的刚度系数、阻尼系数以及瞬态冲击力,建立理论模型来分析机载设备及外挂构型在着陆过程中的冲击特性是很困难的。随着冲击测控技术的发展,利用冲击响应谱方法分析研究外挂构型的冲击特性具有准确、灵活的特点。

2 加速度冲击响应谱模型

一个实际的物理系统可以分解为多个不同的单自由度系统。一系列单自由度振动系统在冲击激励函数的作用下,它们的冲击响应最大值与系统固有频率之间的关系定义为冲击激励函数的冲击响应谱,简称冲击谱。最大冲击响应谱是取主谱与剩余谱之间的最大组合而成的。在工程实际中,大多采用最大冲击响应谱。单自由度振动冲击系统的模型如图1所示。

图1 单自由度系统动力学模型Fig.1 Dynamic model of single degree of freedom system

在工程中绝大多数输入的冲击以加速度的形式测量。当基座受到外界激励时,质量块M的动力学方程为:

（1）

式中:y为质量块的绝对位移;x为基座的位移。当输出量为质量块的绝对加速度时,则有:

（2）

（3）

在此y（s）输出的是与x（s）对应的加速度信号。

斜波响应不变法因其计算精度高、计算速度快等优点,成为计算冲击响应谱的主流算法。从建立模型到最终求解出数字滤波器系数,需要经过下列变换[7-8]:对传递函数G（s）进行逆拉普拉斯变换,求得斜波响应函数u（t）的表达式;对斜波响应函数离散化,求得离散系统的斜波响应函数u（n）;对u（n）进行Z变换,求得离散系统滤波器的系统函数,得到数字滤波器的系数。其中斜波函数为:

u（t）=A（t-mT）u（t-mT）

（4）

对应的Z变换传递函数为:

（5）

根据式（3）～式（5）可得到加速度冲击谱滤波器函数为:

（6）

其中:

D0=1-Esin（ωdΔt）/（ωdΔt）

D1=2（Esin（ωdΔt）-C）

D2=E2-Esin（ωdΔt）/（ωdΔt）

C=Ecos（ωdΔt）

E=e-ξωnΔt

3 外挂构型着陆冲击响应谱分析

外挂构型壳体前部和尾部各布置了两支冲击加速度传感器,分别测量对应位置处法向和纵向的冲击信号。

图2为着陆时刻尾部纵向冲击波形及对应的冲击谱响应曲线。冲击谱中的加速度放大系数C是指在冲击力的作用下,某一频率对应的加速度峰值P与冲击信号峰值A之比,即C=P/A。

图2 外挂构型尾部纵向冲击波形和冲击谱Fig.2 Longitudinal shock wave and SRS at the end of the external stores

3.1 不同架次着陆冲击响应谱对比

图3为前部法向的冲击谱对比图。由图中曲线走势可以看出,4个架次的曲线走势基本上一致,都会在某一个频率值附近出现极大值;前部法向在100Hz以下时加速度放大系数小于1.5,在100～3 000 Hz频率范围内冲击谱曲线变化较复杂,会出现322 Hz,812 Hz,1 149 Hz及1 824 Hz共4个较大的峰值,曲线也反映出冲击谱放大系数变化很大。考虑放大系数大于2的曲线段,结合曲线不难发现:除过个别频率点外,可以发现3#架次冲击谱放大系数较其他3个架次都要大。通过对着陆姿态参数进行分析可知,3#架次下沉率大、着陆速度大、着陆质量大以及着陆迎角大，这些因素综合起来是导致其高频段放大系数大的主要原因,如何定量分析冲击谱放大系数与飞参之间的关系后续还需进一步分析。

图3 不同架次前部法向冲击谱对比图Fig.3 The front normal shock spectrums for different sorties

3.2 同一方向不同位置冲击响应谱对比

图4为3#架次着陆外挂构型前部法向和尾部法向冲击响应谱曲线。由图可以看出,前部和尾部法向冲击谱曲线走势差异很大。前部法向曲线走势较复杂,在10～100 Hz的低频段范围内放大系数较小,曲线较平稳,而在200～2 000 Hz的中高频段内,曲线波动复杂,起伏较大,大致存在3个放大系数较大的频率点。尾部法向冲击谱曲线类似于共振曲线,在10～400 Hz范围内放大系数都小于1,而在300～1 000 Hz频段内放大系数随频率先急剧增大到最大值而后迅速减小。外挂构型尾部内部的设备如果其固有频率落在400～700 Hz范围内,则需要对其在反复冲击下的冲击损伤及功能可靠性加以严格的评估分析,如有必要应采取减振防冲击措施,以减轻冲击对设备的损伤。

图4 外挂构型不同位置法向冲击谱对比图Fig.4 Normal SRS comparison at different positions of external stores

3.3 冲击响应包络谱

考虑到着陆冲击谱曲线趋势的一致性,以及不同架次冲击谱放大系数的较大波动性,必须对着陆所得到的冲击谱进行归纳总结,得到符合实际的冲击谱,判定外挂构型内置设备的抗冲击能力,以此为结果对产品进行冲击试验。

本文认为在符合飞机着陆参数要求范围内,不同飞参对应的冲击谱曲线符合平均分布。根据数理统计知识,对所有20个架次对应的冲击谱进行如下处理,设某一架次所对应的冲击谱为Ri（f）,则评估用的冲击谱为:

（7）

式中:k为功率谱密度函数,在此取平均分布的密度值;S（f）为Ri（f）的标准方差。

根据式（7）可以得到该外挂构型在着陆时前部法向冲击谱曲线,如图5所示。

图5 前部法向冲击响应谱评估曲线Fig.5 Evaluation of the front normal shock response spectrum

由图可知,在10～600 Hz低中频范围内冲击谱放大系数小于1.5,该频段内受着陆冲击影响较小;在600～2 000 Hz频段内冲击谱曲线变化复杂,出现了812 Hz,1 149 Hz,1 824 Hz共3个较大的峰值,其中最大峰值达到4.8。对于外挂构型内置设备而言,其固有频率需要避开这3个峰值频率附近的频段,以避免内置设备在反复的冲击载荷下出现累积应力损伤;在2 000～10 000 Hz高频端内冲击放大系数较小,说明着陆冲击对固有频率处在该频段内的设备影响较小。

4 结论

通过对飞机外挂构型在着陆状态冲击信号进行响应谱分析,可以得出以下结论:

（1） 不同着陆状态的冲击谱曲线走势具有相似性,但不同的着陆速度、迎角、下降率等飞参对冲击谱放大系数影响较大,如何建立着陆飞参与冲击谱之间的模型还有待解决。

（2） 同一结构上的不同位置,在受到相同的冲击作用时,其对应的冲击谱曲线差别很大,内置设备的冲击试验和减振防冲击设计需要依据该安装位置的冲击响应谱曲线作为依据。

此外,本文还利用均值方差的概念得出了冲击响应谱评估公式,利用该公式可以对多次冲击试验数据做出合理的归纳总结,从而为外挂构型进行冲击试验提供最真实的冲击数据,并为外挂构型固有频率调整与结构再设计、外挂构型内部设备的减振与抗冲击设计提供工程数据。

[1] 魏小辉,聂宏.基于降落区概念的飞机起落架着陆动力学分析[J].航空学报,2005,26（1）:8-12.

[2] 王礼立.余同希,李永池.冲击动力学进展[M].合肥:中国科学技术大学出版社,1992:31-40.

[3] 余同希.冲击载荷下材料和结构的响应[J].力学进展,1997,27（2）:276-280.

[4] 王翠荣,施广富,郭军.固体火箭发动机冲击信号响应谱分析[J].固体火箭技术,2003,26（2）:57-60.

[5] 卢来洁,马爱军,冯雪梅.冲击响应谱试验规范述评[J].振动与冲击,2002,21（2）:18-21.

[6] 张斌珍,李建钊.冲击信号冲击响应谱（SRS）分析探讨[J].弹箭与制导学报,2004,24 （4）:247-250.

[7] Yang R C,LeBrun H R.Development of a waveform synthesis technique:a supplement to response spectrum as a definition of shock environment [C]//Shock and Vibration Bulletion NO 42 Part 2.Washington D C:Office of the under Secretary of Defense for Research and Engineering,1972:45-53.

[8] Smallwood D O,Nord A R.Mathching shock spectra with sums of decaying sinusoids compensated for shaker velocity and displacement limitations[C]//Shock and Vibration Bulletion NO 44 Part 3.Washington D C:Office of the under Secretary of Defense for Research and Engineering,1974:43-56.

（编辑：姚妙慧）

Research on shock response spectrum for fixed-wing aircraft landing with external store

LEI Xiao-bo, ZHANG Qiang, ZHANG Yong-feng

（Engine Department, CFTE, Xi’an 710089, China）

Based on shock response spectrum（SRS） theory,research on shock signal of external pod during the landing of fixed-wing aircraft were conducted, and the characteristics of landing shock signal was obtained;Evaluation formula of SRS was established by the concept of mean and variance,and according to the formula shock response spectrum envelope curve was plotted based on this formula which was quite suitable to shock tests and structure dynamic design. The analysis results show:SRS curves of different landings have basically the same trend, on the other hand,amplification factors have a big difference.For different position of the same component,SRS curves vary widely and have no similarity.It provides important basis for shock test of the external store and vibration reduction and shock absorption design of inner equipment.

fixed-wing aircraft external store;landing shock;shock response spectrum;vibration reduction and shock absorption

2014-08-07;

2014-10-24;

时间:2014-12-15 08:29

雷晓波（1986-），男，陕西合阳人，助理工程师，硕士，研究方向为发动机结构强度飞行试验技术、旋转机械故障诊断。

V217.32

A

1002-0853（2015）02-0161-04