機(jī)載吊艙端部天線結(jié)構(gòu)件抗振強(qiáng)度研究

朱國(guó)征，周智勇，葉 明

(上海微波設(shè)備研究所，上海 201802)

機(jī)載吊艙端部天線結(jié)構(gòu)件抗振強(qiáng)度研究

朱國(guó)征，周智勇，葉 明

(上海微波設(shè)備研究所，上海 201802)

機(jī)載吊艙使用環(huán)境惡劣，尤其在飛機(jī)飛行過(guò)程中，復(fù)雜的振動(dòng)環(huán)境對(duì)艙體及吊艙內(nèi)電子設(shè)備結(jié)構(gòu)強(qiáng)度都有嚴(yán)格的要求。由于吊艙通常很長(zhǎng)，位于吊艙兩端的結(jié)構(gòu)件距離掛點(diǎn)位置較遠(yuǎn)，將承受放大3～6倍的振動(dòng)載荷。針對(duì)某機(jī)載吊艙端部天線組件內(nèi)波導(dǎo)同軸轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)的斷裂問(wèn)題，進(jìn)行耐久振動(dòng)仿真與試驗(yàn)，得出波導(dǎo)同軸轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)無(wú)法承受放大量級(jí)的耐久振動(dòng)，發(fā)生疲勞斷裂是必然的。采用局部加固斷裂結(jié)構(gòu)外圍強(qiáng)度的方式，改進(jìn)整體天線結(jié)構(gòu)，并再次進(jìn)行振動(dòng)仿真與試驗(yàn)，最終驗(yàn)證滿足設(shè)計(jì)要求。

吊艙；耐久振動(dòng)；振動(dòng)放大

0 引 言

軍用飛機(jī)的電子設(shè)備吊艙是近20年來(lái)發(fā)達(dá)國(guó)家積極研制并已投入使用的一種高科技武器裝備。21世紀(jì)后，我國(guó)才開(kāi)始研發(fā)這類(lèi)裝備并裝備部隊(duì)，目前艦載機(jī)對(duì)機(jī)載吊艙的需求尤其突出，但對(duì)吊艙及吊艙內(nèi)部組件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求也越來(lái)越高[1]。機(jī)載電子吊艙通常懸掛于飛機(jī)機(jī)腹或機(jī)翼下方，是一種相對(duì)獨(dú)立的電子設(shè)備，具有裝載平臺(tái)機(jī)動(dòng)、靈活、快速的特點(diǎn)。但是由于掛載飛機(jī)超音速飛行于惡劣環(huán)境，因此要求吊艙本身具有體積小、重量輕、獨(dú)立工作、抗振性能好、對(duì)載機(jī)的要求低等特點(diǎn)[2-3]。

吊艙在工作時(shí)受到的振動(dòng)主要來(lái)自兩部分:一部分來(lái)自戰(zhàn)斗機(jī)，包括飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)組工作產(chǎn)生的振動(dòng)，飛機(jī)航線、速度、高度、姿態(tài)的急劇變化產(chǎn)生的振動(dòng)，各種大氣現(xiàn)象和空氣動(dòng)力現(xiàn)象顫振、擾流、抖振引起的振動(dòng)，相對(duì)光學(xué)載荷窗口的空氣流動(dòng)和低頻熱動(dòng)力現(xiàn)象引起的振動(dòng)等;另一部分來(lái)自吊艙自身，包括內(nèi)部載荷、調(diào)整機(jī)構(gòu)等工作時(shí)引起的振動(dòng)，載荷框架搖擺產(chǎn)生的振動(dòng)，載荷重心不固定產(chǎn)生的振動(dòng)等[4]。位于吊艙兩端的天線組件由于遠(yuǎn)離吊艙懸掛點(diǎn)，既要滿足天線覆蓋范圍的要求，又要承受較大量級(jí)的振動(dòng)響應(yīng)，通常要重點(diǎn)設(shè)計(jì)。

本文針對(duì)某機(jī)載吊艙端部天線組件內(nèi)波導(dǎo)同軸轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)(簡(jiǎn)稱(chēng)同軸件)的斷裂問(wèn)題，使用ANSYS workbench軟件進(jìn)行耐久振動(dòng)仿真計(jì)算，分析同軸件處的加速度響應(yīng)放大情況與應(yīng)力大小，診斷故障原因，改進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并通過(guò)仿真和試驗(yàn)驗(yàn)證，有效解決故障問(wèn)題，為機(jī)載吊艙電子設(shè)備的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考和指導(dǎo)建議。

1 同軸件的位置與結(jié)構(gòu)形式

機(jī)載電子吊艙由艙體、艙內(nèi)電子設(shè)備兩大部分組成，艙內(nèi)電子設(shè)備與艙體采用剛性固定連接，密閉安裝于吊艙內(nèi)腔中，保證安全和電磁兼容性。圖1為某型機(jī)載吊艙外形及天線安裝示意圖，天線組件位于吊艙的距離掛點(diǎn)位置很遠(yuǎn)的兩端天線罩內(nèi)。

圖2所示為天線組件的同軸件安裝位置與斷裂口面，可以看出同軸件所在的喇叭天線安裝于支架最上端，當(dāng)外界振動(dòng)由安裝底面?zhèn)鬟f到天線組件時(shí)，振動(dòng)響應(yīng)會(huì)存在一定放大，使天線存在一定安全隱患。由斷面的形狀可以推斷，同軸件的損壞是由于振動(dòng)時(shí)無(wú)規(guī)律的周期載荷，同軸件發(fā)生了疲勞破壞，先是裂紋擴(kuò)展，最終斷裂破壞。

天線組件結(jié)構(gòu)中天線選用的材料為6063-T4和6061-T6，天線支架各零件選用的材料為6061-T651，而基于電訊性能要求，同軸件的材料為L(zhǎng)F21防銹鋁，但由于LF21材料本身強(qiáng)度低和必須進(jìn)行回爐釬焊處理，其屈服強(qiáng)度遠(yuǎn)低于6061和6063。因此，同軸件的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度需要重點(diǎn)研究分析。

為深入研究同軸件發(fā)生斷裂的損壞方式為極限損壞還是疲勞破壞，將同軸件材料進(jìn)行了了成分鑒定和機(jī)械性能測(cè)試。表1為L(zhǎng)F21防銹鋁化學(xué)成分，各化學(xué)成分及含量符合產(chǎn)品要求。根據(jù)上海材料研究所的拉伸試驗(yàn)，計(jì)算得到同軸件材料的屈服強(qiáng)度為35～43 MPa，抗拉極限強(qiáng)度為97～113 MPa。

表1 變形鋁及鋁合金化學(xué)成分(GB/T 3190-1996)

2 試驗(yàn)與仿真條件

根據(jù)吊艙結(jié)構(gòu)排布特點(diǎn)，斷裂同軸件距離掛點(diǎn)位置約1.5 m，前天線罩與前艙段相當(dāng)于懸臂結(jié)構(gòu)。當(dāng)飛機(jī)機(jī)翼的振動(dòng)傳遞到吊艙艙體時(shí)，端部天線罩內(nèi)的振動(dòng)放大3～6倍。表2為此吊艙振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)各測(cè)點(diǎn)的加速度響應(yīng)總均方根值。

表2 各測(cè)點(diǎn)的加速度響應(yīng)總均方根值

A1～A12代表不同的測(cè)點(diǎn)，其中A1～A4的平均值為加載加速度，RYY、RYG、RYCJ、RZY、RZG分別代表Y方向隨機(jī)振動(dòng)預(yù)試驗(yàn)、Y方向隨機(jī)振動(dòng)功能試驗(yàn)，Y方向代替沖擊隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)、Z方向隨機(jī)振動(dòng)預(yù)試驗(yàn)和Z方向隨機(jī)振動(dòng)功能試驗(yàn)。由表2可以得出，吊艙在不同位置處的加速度響應(yīng)放大各不相同。由于天線罩的弧面結(jié)構(gòu)和吊艙密閉的要求，此試驗(yàn)測(cè)點(diǎn)并無(wú)兩端天線罩處的測(cè)點(diǎn)，距離端部天線0.8 m的測(cè)點(diǎn)位置在RZG試驗(yàn)中的放大量級(jí)已達(dá)到2倍。

根據(jù)設(shè)備試驗(yàn)大綱要求，端部天線組件的功能和耐久振動(dòng)試驗(yàn)量值單獨(dú)給定，如表2所示的3個(gè)方向耐久性振動(dòng)試驗(yàn)參數(shù)，振動(dòng)量值遠(yuǎn)大于吊艙整艙的振動(dòng)試驗(yàn)量值。由表3可以看出，同軸件的耐久振動(dòng)頻率范圍20～2 000 Hz，如此寬的頻帶范圍內(nèi)，不可避免要經(jīng)歷天線組件的多個(gè)模態(tài)點(diǎn)。

表3 耐久性振動(dòng)試驗(yàn)參數(shù)

3 改進(jìn)前仿真與試驗(yàn)

當(dāng)同軸件出現(xiàn)斷裂故障后，根據(jù)天線組件的結(jié)構(gòu)形式和斷裂口面形貌，有必要分析研究同軸件所在天線處的振動(dòng)放大量級(jí)。對(duì)天線組合整體進(jìn)行X、Y2個(gè)方向的振動(dòng)試驗(yàn)，如圖3所示。X方向代表與航向方向一致的方向，Y方向代表吊艙縱向方向振動(dòng)。并且，在圖3所示的位置安裝2個(gè)加速度傳感器，J1位于受到破壞的同軸件天線位置附近，用于采集同軸件天線的振動(dòng)加速度響應(yīng)；J2位于稍微高于振動(dòng)臺(tái)面的位置，用于采集支架底座處的振動(dòng)加速度響應(yīng)。

耐久振動(dòng)加速度響應(yīng)曲線如圖4所示，圖4(a)為振動(dòng)臺(tái)面的振動(dòng)曲線，其加速度均方根為10g；圖4(b)為X方向振動(dòng)時(shí)的加速度響應(yīng)曲線，J1點(diǎn)的加速度均方根為29.7g，J2點(diǎn)的加速度均方根為15.7g；圖4(c)為Y方向振動(dòng)時(shí)的加速度響應(yīng)曲線，J1點(diǎn)的加速度均方根為79.6g，J2點(diǎn)的加速度均方根為35.7g。由此可得，在X向耐久振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，在同軸件天線附近加速度放大3倍；在Y向耐久振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，在同軸件天線附近的加速度放大7.6倍?？梢?jiàn)加速度放大情況與振動(dòng)方向、結(jié)構(gòu)形式、安裝位置都有關(guān)系。對(duì)比圖4(b)和圖4(c)2個(gè)方向的振動(dòng)響應(yīng)曲線，明顯在Y方向振動(dòng)時(shí)共振頻率點(diǎn)比較明顯，這是由于安裝固定方式和支架結(jié)構(gòu)形式造成的。

為驗(yàn)證使用workbench軟件進(jìn)行機(jī)械設(shè)備隨機(jī)振動(dòng)的可行性，將耐久試驗(yàn)參數(shù)加載到天線組件三維模型，并賦予相對(duì)應(yīng)的材料屬性，進(jìn)行振動(dòng)仿真分析計(jì)算。分別得到X、Y、Z3個(gè)方向下天線組件耐久振動(dòng)時(shí)，同軸件的應(yīng)力仿真云圖，如圖5所示。表4為3個(gè)方向下耐久振動(dòng)時(shí)，最大應(yīng)力值與放大后的加速度均方根值。

表4 同軸件最大應(yīng)力及放大后的加速度均方根值

對(duì)比試驗(yàn)采集加速度放大與仿真加速度放大情況，放大倍數(shù)十分接近，驗(yàn)證此仿真模型的建立和計(jì)算方法可以用于模擬分析同軸件的最大應(yīng)力情況。

在上述仿真分析的2種試驗(yàn)狀態(tài)下，同軸件上最大點(diǎn)的應(yīng)力值已達(dá)到37.9 MPa，接近屈服極限35～43 MPa，而遠(yuǎn)小于材料抗拉極限強(qiáng)度97 MPa，可斷定同軸件的斷裂屬于耐久振動(dòng)試驗(yàn)造成的疲勞破壞，在吊艙長(zhǎng)時(shí)間掛飛使用時(shí)，存在安全風(fēng)險(xiǎn)。

4 改進(jìn)后仿真與試驗(yàn)

根據(jù)耐久振動(dòng)試驗(yàn)與仿真分析，可以采用加固天線組件整體的方式降低斷裂同軸件天線的加速度響應(yīng)載荷，以保護(hù)天線。但這種方式必然增加天線組件的整體重量，相應(yīng)地也會(huì)對(duì)吊艙整體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度提出更高的要求，不符合吊艙設(shè)計(jì)原則。因此，本文采用局部加固同軸件外圍強(qiáng)度的方式，減小同軸件承受的最大應(yīng)力。在同軸件法蘭兩側(cè)增加U型支撐件，支撐件分別與2個(gè)法蘭進(jìn)行螺紋連接，以減小同軸件上的受力，具體結(jié)構(gòu)形式如圖6所示，同軸件及天線、天線支架的其他結(jié)構(gòu)形式均無(wú)需改動(dòng)。

對(duì)安裝加固同軸件的天線組件進(jìn)行耐久振動(dòng)仿真分析計(jì)算，圖7為天線組件X、Y、Z3個(gè)方向下隨機(jī)振動(dòng)時(shí)，同軸件的應(yīng)力分布圖。

由圖7的同軸件應(yīng)力云圖可以得出，相同條件下，加固后的同軸件最大應(yīng)力僅為16.8 MPa,遠(yuǎn)小于材料的屈服極限，安全系數(shù)接近2。

再次將批量安裝加固同軸件的天線組件進(jìn)行耐久振動(dòng)試驗(yàn)和沖擊試驗(yàn)，均未出現(xiàn)同軸件斷裂的故障，又挑選2個(gè)同軸件進(jìn)行了X光探傷，也未發(fā)現(xiàn)任何微裂紋，同軸件的探傷圖如圖8所示。完成耐久振動(dòng)試驗(yàn)后的天線組件交由電訊設(shè)計(jì)進(jìn)行天線電性能檢測(cè)，與振動(dòng)前數(shù)據(jù)比對(duì)后，均沒(méi)有變化，說(shuō)明加固后的同軸件強(qiáng)度滿足設(shè)備使用要求。

5 結(jié)束語(yǔ)

(1) 采用AnsysWorkbench 仿真軟件可較方便地進(jìn)行電子設(shè)備隨機(jī)振動(dòng)仿真，預(yù)先判斷結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)和振動(dòng)放大區(qū)域；

(2) 通過(guò)最直接、最簡(jiǎn)單的方式加固斷裂同軸件，避免局部改動(dòng)對(duì)整體吊艙結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響；

(3) 通過(guò)振動(dòng)仿真與試驗(yàn)采集比對(duì)的方式，驗(yàn)證了對(duì)機(jī)載電子設(shè)備仿真分析的可行性，為減少機(jī)載電子設(shè)備結(jié)構(gòu)件設(shè)計(jì)冗余提供了技術(shù)支持。

[1] 甘至宏.光電吊艙內(nèi)框架減振系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].光學(xué)精密工程，2010，18(9):2036-2043.

[2] 陸陽(yáng)，肖秋楓，張建強(qiáng).通用電子對(duì)抗干擾吊艙關(guān)鍵技術(shù)研究[J].中國(guó)電子科學(xué)院學(xué)報(bào)，2008(3):451-454.

[3] 莊昕宇，陳兆兵.圓柱形大尺寸機(jī)載吊艙技術(shù)分析[J].光機(jī)電信息，2011,28(4):32-38.

[4] 劉家燕，程志峰，王平.機(jī)載光電吊艙橡膠減振器的設(shè)計(jì)與應(yīng)用[J].中國(guó)機(jī)械工程,2014,25(10):1308- 1312.

ResearchintoVibrationStrengthofAntennaStructurePartsatTopofAirbornePod

ZHU Guo-zheng,ZHOU Zhi-yong,YE Ming

(Shanghai Research Institute of Microwave Equipment,Shanghai 201802,China)

Airborne pods are used in harsh environment,especially during the aeroplane flying process,the complex vibration environment puts forward strict requirements for the structure strength of pod and the electronic equipments in the pod.Usually,the pod is very long,so the structure parts which is far away from the hanging position dues 3～6 times of vibration load.Aiming at the breaking problem of wave-guide coaxial conversion structure in antenna module at top of a certain airborne pod,this paper performs the durable vibration simulation and experiment,educes that the wave-guide coaxial conversion structure can't endure the amplified durable vibration,the fatigue fracture should occur inevitably,adopts the mode reinforcing the peripheral strength of fracture structure partially to improve the whole antenna structure,and performs the vibration simulation and experiment again,finally validates that it can satisfy the design requirements.

pod;durable vibration;vibration amplification

2017-06-22

TN823

A

CN32-1413(2017)06-0104-05

10.16426/j.cnki.jcdzdk.2017.06.024