噴氣式飛機(jī)機(jī)載設(shè)備振動(dòng)試驗(yàn)相關(guān)參數(shù)的計(jì)算方法研究

王繼亮

噴氣式飛機(jī)機(jī)載設(shè)備振動(dòng)試驗(yàn)相關(guān)參數(shù)的計(jì)算方法研究

王繼亮

（航空工業(yè)西安飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，陜西 西安 710089）

國(guó)軍標(biāo)GJB 150.16A—2009對(duì)飛機(jī)機(jī)載設(shè)備環(huán)境適應(yīng)性振動(dòng)試驗(yàn)剖面的確定已有較為詳細(xì)的描述，但在實(shí)際工作中，對(duì)于參數(shù)的選擇和計(jì)算方法仍難以把握。為解決此問題，從中國(guó)現(xiàn)役飛機(jī)出發(fā)，詳細(xì)闡述了計(jì)算參數(shù)的選取，并對(duì)計(jì)算參數(shù)進(jìn)行了規(guī)范。

功能試驗(yàn)量值；振動(dòng)試驗(yàn)；隨機(jī)振動(dòng)；噴氣式飛機(jī)

振動(dòng)試驗(yàn)剖面的確定是進(jìn)行環(huán)境適應(yīng)性試驗(yàn)的基礎(chǔ)，振動(dòng)試驗(yàn)剖面的合理性決定了環(huán)境適應(yīng)性試驗(yàn)的有效性。《軍用裝備實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)方法第16部分：振動(dòng)試驗(yàn)》（GJB 150.16A—2009）作為國(guó)內(nèi)一部詳細(xì)闡述環(huán)境適應(yīng)性振動(dòng)試驗(yàn)剖面確定方法的軍用標(biāo)準(zhǔn)，為軍用設(shè)備提供了統(tǒng)一的、通用的振動(dòng)試驗(yàn)剖面確定方法。但從具體應(yīng)用情況來看，GJB 150.16A—2009在機(jī)載設(shè)備環(huán)境適應(yīng)性振動(dòng)試驗(yàn)剖面的制定一些關(guān)鍵參數(shù)的選取和計(jì)算方法并沒給出明確的規(guī)定。

1 振動(dòng)量級(jí)的選取

1.1 氣動(dòng)力引起的振動(dòng)

由氣動(dòng)力引起的振動(dòng)公式為:

A=×××2（1）

式（1）中：為平臺(tái)/裝備的質(zhì)量因子，對(duì)于安裝在隔振板（緩沖架）和質(zhì)量低于36 kg的機(jī)載設(shè)備，=1.0，對(duì)于質(zhì)量在36～72 kg的機(jī)載設(shè)備（為機(jī)載設(shè)備的質(zhì)量），=1.0×10（0.6－/60），對(duì)于質(zhì)量大于或等于72 kg的機(jī)載設(shè)備，=0.25；為振動(dòng)量值和動(dòng)壓之間的比例因子，安裝在駕駛艙儀表板上的機(jī)載設(shè)備，=2.96×10-6，安裝在駕駛艙設(shè)備和靠近光滑連續(xù)的外表面的艙內(nèi)機(jī)載設(shè)備，=1.17×10-5，安裝在靠近不連續(xù)外表面（空腔、機(jī)舷、馬刀天線、減速板等）或靠近后機(jī)身、機(jī)翼、尾翼和掛架的艙內(nèi)設(shè)備，=6.11×10-5；為馬赫數(shù)修正量。0≤≤0.9時(shí)，=1.0；0.9≤≤1時(shí)，=－0.48+5.32；≥1.0時(shí)，=0.52。

計(jì)算A時(shí)，動(dòng)壓選取最大值所對(duì)應(yīng)狀態(tài)的。

1.2 噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲引起的振動(dòng)

由噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲引起的振動(dòng)譜密度J為：

式（4）中：為加力燃燒室系數(shù)，在不開加力時(shí)為1.0，開加力時(shí)為4.0；c為核心發(fā)動(dòng)機(jī)排氣直徑；c為核心發(fā)動(dòng)機(jī)排氣速度（不帶加力燃燒室）；r為參考排氣速度；f為風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣直徑；f風(fēng)扇發(fā)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)排氣速度（不帶加力燃燒室）。

1.3 總加速度譜密度

噴氣式飛機(jī)經(jīng)受的振動(dòng)量值為由氣動(dòng)力和噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲二者引起的振動(dòng)之和：

0=A+∑J（5）

如果飛機(jī)裝有二臺(tái)以上發(fā)動(dòng)機(jī)，則∑J表示多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)之和。

1.4 R矢量方向問題

按照國(guó)軍標(biāo)GJB 150.16A—2009中計(jì)算公式發(fā)現(xiàn)飛機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口前的振動(dòng)量值計(jì)算值明顯比實(shí)測(cè)值大很多，而在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口后的振動(dòng)量值計(jì)算值明顯比實(shí)測(cè)值小很多。由于矢量定義有問題，導(dǎo)致cos計(jì)算錯(cuò)誤。經(jīng)查閱美軍標(biāo)MIL-STD-810F后發(fā)現(xiàn)對(duì)矢量定義，證明了矢量定義應(yīng)為發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口中心到裝備重心。某型飛機(jī)測(cè)試點(diǎn)位置如圖1所示。

圖1 某型飛機(jī)測(cè)試點(diǎn)位置

2 加速度計(jì)算方法

加速度密度譜（）表示隨機(jī)信號(hào)（）通過中心頻率，帶寬為的窄帶濾波器后的均方值。當(dāng)帶寬趨于零，平均時(shí)間趨于無窮大時(shí)，該值的極限如下式表示：

對(duì)于平穩(wěn)過程隨機(jī)信號(hào)，加速度譜密度（）為自相關(guān)函數(shù)的傅里葉變換，如下式所示：

式（7）中：x（）為自相關(guān)函數(shù)；為時(shí)間延遲。

總的加速度均方根表示加給試件的總振級(jí)，即輸給試驗(yàn)件的總能量：

隨機(jī)振動(dòng)信號(hào)的加速度總均方根值，常采用加速度譜密度的計(jì)算方法，如下式所示：

從點(diǎn)1到點(diǎn)2的譜值增量為lg（i/j），其頻率的增量為log2（2/1），此時(shí)斜率表示為：

如已知的譜值和斜率，則j=i·（2/1）m/（10lg2）。要計(jì)算加速度均方值，需計(jì)算點(diǎn)、點(diǎn)和i、j所圍成的圖形的面積。

同理，用積分的方法同樣可以得出：

a和b未知，通過推導(dǎo)可得a和b計(jì)算公式如下：

對(duì)于A2區(qū)域，需先判斷為正/負(fù)和設(shè)備是否安裝在儀表板上。情況有四種，當(dāng)為正，設(shè)備的計(jì)算公式為：

當(dāng)m為負(fù)，非駕駛艙儀表盤的設(shè)備的計(jì)算公式為：

當(dāng)為負(fù)，駕駛艙儀表盤的設(shè)備的計(jì)算公式為：

對(duì)于A4區(qū)域：

3 結(jié)論

闡述了噴氣式飛機(jī)機(jī)載設(shè)備振動(dòng)試驗(yàn)的幾個(gè)重要參數(shù)，并對(duì)其如何計(jì)算進(jìn)行了說明。在機(jī)載設(shè)備的振動(dòng)試驗(yàn)和環(huán)境應(yīng)力篩選時(shí)為選擇能量的大小提供了一種計(jì)算方法，具有一定的工程實(shí)際意義。GJB 150.16A—2009中介紹的振動(dòng)試驗(yàn)量值計(jì)算方法，是參考美軍標(biāo)MIL-STD-810F得到的。美軍標(biāo)中振動(dòng)量值的計(jì)算方法是參考了大量美國(guó)軍用飛機(jī)實(shí)際使用環(huán)境而制定的，這對(duì)于中國(guó)軍用飛機(jī)是否適用，還有待于考證。所以在進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，最好采用實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，更符合飛機(jī)應(yīng)用實(shí)際。

［1］馮福來.對(duì)機(jī)載設(shè)備環(huán)境試驗(yàn)若干問題的探討［J］.航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量，2001（5）：30-32.

［2］祝耀昌，任占勇，丁其伯.可靠性試驗(yàn)［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，1994.

［3］鄭志國(guó)，王宇峰.隨機(jī)振動(dòng)中的參數(shù)介紹及計(jì)算方法［J］.電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗(yàn)，2009，27（6）：45-48.

［4］胡志強(qiáng).隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)應(yīng)用技術(shù)［M］.北京：中國(guó)計(jì)量出版社，1996.

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A

10.15913/j.cnki.kjycx.2019.13.020

2095－6835（2019）13－0047－02

〔編輯：嚴(yán)麗琴〕