干擾彈發(fā)射過程中飛機彈艙結(jié)構(gòu)損傷研究

王斌, 黨蒲妮, 譚樂琴, 劉江華, 熊峰, 張志楠*, 豆清波

(1.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院強度設(shè)計研究所, 西安 710089; 2.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院航電系統(tǒng)設(shè)計研究所, 西安 710089;3.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院, 西安 710072)

隨著新型制導(dǎo)技術(shù)的發(fā)展,各型戰(zhàn)機面臨的導(dǎo)彈威脅越來越大[1],機載干擾彈能夠模擬目標(biāo)飛機的運動特性和紅外輻射特性,具有隱真示假的功能,可以有效干擾精確制導(dǎo)導(dǎo)彈[2],實彈飛行試驗是測試評估干擾措施的有效手段[3]。內(nèi)埋彈艙是各類作戰(zhàn)飛行器普遍采用的布局形式,在提升飛行器躲避打擊能力、降低飛行阻力、擴大作戰(zhàn)半徑、實現(xiàn)高馬赫數(shù)巡航等方面具有突出優(yōu)勢,并在世界各軍事強國推動下被廣泛而深入的研究。

武器內(nèi)埋式裝載引發(fā)了許多復(fù)雜的空氣動力學(xué)問題,當(dāng)高速氣流流過彈艙時,將有可能引發(fā)附面層分離再附、剪切層不穩(wěn)定、旋渦的生成和脫落、激波和附面層相互干擾等復(fù)雜非定?，F(xiàn)象[3],導(dǎo)致武器艙內(nèi)存在幅值范圍5～87 kPa和頻率范圍10～10 kHz的寬頻帶隨機性壓力脈動,此頻率范圍有可能接近機體耦合的固有頻率[7]。

王琰等[8]通過試驗得出結(jié)論,來流速度影響空腔內(nèi)的噪聲分布,彈艙的純音頻率也會發(fā)生變化。王顯圣等[9]通過實驗研究發(fā)現(xiàn),當(dāng)艙內(nèi)噪聲模態(tài)頻率與結(jié)構(gòu)固有頻率耦合時,內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)響應(yīng)明顯增強,在噪聲載荷主頻位置,結(jié)構(gòu)振動譜出現(xiàn)峰值,此時噪聲/振動數(shù)據(jù)相關(guān)性最大,且耦合頻率范圍的噪聲譜能量提高顯著。沈重等[10]選取內(nèi)埋彈艙典型結(jié)構(gòu)進(jìn)行了隨機振動響應(yīng)分析,表明內(nèi)埋彈艙采用的加筋結(jié)構(gòu)形式合理,并通過實驗進(jìn)行了驗證。

近年來,中外學(xué)者對武器內(nèi)埋彈艙的載荷環(huán)境進(jìn)行了大量的實驗和分析研究[10],但對彈艙結(jié)構(gòu)響應(yīng)的分析與驗證工作進(jìn)行的較少,對于飛機干擾彈發(fā)射沖擊波對結(jié)構(gòu)的影響更是鮮有研究。現(xiàn)依據(jù)發(fā)射干擾彈時飛機彈艙腹板可能出現(xiàn)損傷的情況,對彈艙腹板在沖擊波和脈動壓力作用下的動力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行分析和部分實驗,根據(jù)實驗和分析結(jié)果,定位彈艙腹板可能出現(xiàn)損傷的主要原因。

1 飛機干擾彈及彈艙結(jié)構(gòu)

1.1 結(jié)構(gòu)說明

飛機干擾彈艙結(jié)構(gòu)如圖1所示,彈艙為封閉結(jié)構(gòu),彈艙中框?qū)椗摲譃榍昂?個部分,各安裝2個干擾彈發(fā)射器,下部為彈艙口蓋,由于口蓋和周圍蒙皮需共同構(gòu)成飛機氣動外表面,故前框下緣與中框下緣、中框下緣與后框下緣均有約50 mm的高度差。彈艙口蓋在飛機執(zhí)行任務(wù)前由地勤人員打開,整個飛行期間干擾彈艙為開口狀態(tài)。

圖1 干擾彈艙結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structural diagram of jammer projectile chamber

1.2 結(jié)構(gòu)載荷分析

根據(jù)彈艙實際使用情況,對彈艙結(jié)構(gòu)的載荷環(huán)境進(jìn)行分析如下。

(1)干擾彈發(fā)射時的后座力會對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生沖擊力脈沖,沖擊力峰值不超過4 000 N,該沖擊力會首先作用于干擾彈發(fā)射器頂部的飛機橫梁結(jié)構(gòu),不應(yīng)造成彈艙本體結(jié)構(gòu)損傷。

(2)干擾彈通過彈內(nèi)火藥爆炸燃燒產(chǎn)生的高壓氣體推動發(fā)射,彈體出膛后高壓氣體在小范圍內(nèi)以沖擊波的方式繼續(xù)擴散,該沖擊波會作用艙中框腹板,可能會造成彈艙腹板結(jié)構(gòu)損傷。

(3)彈艙為開口狀態(tài)時會形成空腔,同時中框下部位于飛機迎風(fēng)面,在高速氣流的作用下,在中框腹板處會產(chǎn)生脈動壓力,可能會造成彈艙腹板結(jié)構(gòu)損傷。

為定位彈艙腹板結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)損傷的主要原因,對彈艙結(jié)構(gòu)在沖擊波和脈動壓力作用下的動力學(xué)響應(yīng)進(jìn)行了試驗研究和數(shù)值仿真。

2 沖擊波原理試驗與數(shù)值仿真

2.1 沖擊波原理試驗

根據(jù)彈艙結(jié)構(gòu)特征構(gòu)造了沖擊波原理試驗,以獲取沖擊波壓力載荷以及典型金屬壁板在沖擊波載荷下的動力學(xué)響應(yīng),試驗裝置、壓強和應(yīng)變測點位置如圖2所示,壓強采用壓電傳感器測量并粘貼于金屬壁板內(nèi)側(cè),應(yīng)變采用應(yīng)變片測量并粘貼與金屬壁板外側(cè),應(yīng)變測量方向垂直于干擾彈發(fā)射方向,相鄰測點的間距均為30 mm。定義金屬壁板傳感器局部坐標(biāo)系如下:X向為干擾彈發(fā)射方向且向外為正,Y向為垂直干擾彈發(fā)射方向且向上為正,與干擾彈膛口中心對應(yīng)處為原點坐標(biāo)(0,0),坐標(biāo)值單位為mm。

圖2 沖擊波原理試驗裝置Fig.2 Device of shock wave principle test

測試試驗重復(fù)3次,每次試驗均在同一位置安裝并發(fā)射同種干擾彈。測得干擾彈發(fā)射方向不同測點的壓強變化區(qū)域如圖3所示,可以看出在干擾彈發(fā)射方向的壓強最大點應(yīng)位于膛口平齊位置與膛口前方30 mm位置之間,沖擊波載荷沿著干擾彈發(fā)射方向逐漸減小,至膛口前方90 mm處壓強載荷衰減至最大載荷的1/2左右;測得垂直干擾彈發(fā)射方向不同測點的壓強變化曲線如圖4所示,可以看出隨在垂直干擾彈發(fā)射方向的壓強最大點應(yīng)位于膛口中心平齊位置,沖擊波載荷沿著垂直干擾彈發(fā)射方向向上逐漸減小,但變化幅度相對較小。試驗中各測點的沖擊波載荷隨時間的變化趨勢一致,沖擊波載荷最初為正壓載荷并在1 ms時左右達(dá)到正壓峰值,后逐漸減小至負(fù)壓載荷并在2 ms時左右達(dá)到負(fù)壓峰值,隨后沖擊波載荷在零值上下震蕩并逐漸衰。

圖3 干擾彈發(fā)射方向壓強變化曲線Fig.3 Pressure vs time in emission direction

圖4 垂直干擾彈發(fā)射方向壓強變化曲線Fig.4 Pressure vs time in vertical emission direction

金屬壁板外側(cè)典型位置應(yīng)變響應(yīng)數(shù)據(jù)如圖5所示,可以看出在沖擊波載荷的作用下,金屬壁板應(yīng)變在開始受載之后5 ms左右達(dá)到最大值,最大值約為-50微應(yīng)變,在14 ms左右應(yīng)變信號受到干擾,金屬壁板不同位置的應(yīng)變變化趨勢基本一致。

圖5 金屬壁板典型位置應(yīng)變變化曲線Fig.5 Strain vs time at typical position of metal plate

2.2 試驗狀態(tài)分析

根據(jù)沖擊波原理試驗圖紙及現(xiàn)場安裝方式,建立有限元模型如圖6(a)所示,約束試驗件后部底板與支架連接位置。試驗件四周金屬壁板均為2 mm厚度的2A12鋁合金,后部底板為4 mm厚度的2A12鋁合金,彈性模量為68 GPa,密度為2 800 kg/m3。

圖6 沖擊波原理試驗件有限元模型及加載位置示意圖Fig.6 Finite element model and loading position of shock wave principle test

根據(jù)沖擊波載荷實測情況,在金屬壁板分3個區(qū)域[圖6(b)中所示①、②、③]加載壓強載荷,圖6(b)中對應(yīng)試驗中發(fā)射器膛口中心位置,有限元模型中網(wǎng)格尺寸為10 mm,加載區(qū)域①的載荷取圖3中坐標(biāo)(0,0)位置壓強曲線前4 ms數(shù)據(jù),加載區(qū)域載②的加載區(qū)域①的載荷的1/2,加載區(qū)域載③的載荷取加載區(qū)域①的載荷的1/4,計算時長為15 ms。

仿真結(jié)果中坐標(biāo)位置(0,0)垂直于干擾彈發(fā)射方向的應(yīng)變?nèi)鐖D7所示,可以看出應(yīng)變峰值及峰值持續(xù)時間與試驗結(jié)果表現(xiàn)出了較好的一致性,仿真結(jié)果中坐標(biāo)(0,0)、(90,0)、(30,60)位置垂直于干擾彈發(fā)射方向的應(yīng)變?nèi)鐖D8所示,可以看出在前15 ms內(nèi)的金屬壁板典型位置應(yīng)變變化趨勢與試驗結(jié)果表現(xiàn)出了較好的一致性。

圖7 沖擊波原理試驗應(yīng)變與仿真結(jié)果對比Fig.7 Strain comparison between test and simulation

圖8 沖擊波原理試驗仿真結(jié)果Fig.8 Simulation results of test

2.3 干擾彈艙響應(yīng)分析

針對飛機干擾彈艙結(jié)構(gòu),采用殼單元建立結(jié)構(gòu)有限元模型,模型及邊界條件如圖9所示,網(wǎng)格平均尺寸為10 mm,網(wǎng)格數(shù)量為38 005。結(jié)構(gòu)材料為7075-T7451鋁合金,中框腹板厚度為1.6 mm。考慮到干擾彈艙在使用過程中存在兩發(fā)干擾彈同時發(fā)射的情況,參照沖擊波原理試驗仿真加載方式,計算了如下4種工況。

圖9 干擾彈艙有限元模型Fig.9 Finite element model of the jammer projectile chamber

圖10 干擾彈艙中框最大應(yīng)力云圖Fig.10 Cloud chart of maximum Stress of middle frame of jammer projectile chamber

(1)外側(cè)單發(fā):在外側(cè)發(fā)射器膛口對應(yīng)的中框腹板隔段加載沖擊波載荷。

(2)內(nèi)側(cè)單發(fā):在內(nèi)側(cè)發(fā)射器膛口對應(yīng)的中框腹板隔段加載沖擊波載荷。

(3)同框段雙發(fā):在內(nèi)、外側(cè)發(fā)射器膛口對應(yīng)的中框腹板隔段同向加載沖擊波載荷。

(4)對角雙發(fā):在內(nèi)、外側(cè)發(fā)射器膛口對應(yīng)的中框腹板隔段反向加載沖擊波載荷。

通過仿真計算發(fā)現(xiàn),在沖擊波載荷作用下,干擾彈艙結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力出現(xiàn)在中框腹板隔段中心及邊緣位置,單發(fā)工況下結(jié)構(gòu)最大等效應(yīng)力為24 MPa,雙發(fā)工況下結(jié)構(gòu)的最大等效應(yīng)力為30 MPa,均未超過7075-T7451鋁合金材料的屈服極限435 MPa。

3 脈動壓力

3.1 載荷分析

由于干擾彈發(fā)射器特殊的鏤空結(jié)構(gòu),較難在非定常流場仿真中體現(xiàn)發(fā)射器氣動細(xì)節(jié),故作者所在單位的氣動專業(yè)提供了干擾彈艙空艙構(gòu)型和滿艙構(gòu)型兩種狀態(tài)下,干擾彈艙中框下部損傷區(qū)域的脈動壓力載荷,如圖11所示。對于干擾彈艙空艙構(gòu)型,該構(gòu)型對應(yīng)干擾彈發(fā)射后,且忽略彈夾的存在,計算的結(jié)果比真實情況偏保守;干擾彈艙滿艙構(gòu)型,該構(gòu)型對應(yīng)干擾彈裝滿整個彈夾,計算的結(jié)果比真實情況偏樂觀;真實的艙內(nèi)脈動壓力強度及頻譜特性介于二者之間。從脈動壓力功率譜密度曲線可以看出,呈現(xiàn)出典型的開式空腔流動特點,脈動壓力載荷呈現(xiàn)出較為明顯的頻譜特性。

圖11 干擾彈艙中框下部脈動壓力載荷Fig.11 The pulsating pressure load on the middle frame

3.2 干擾彈艙響應(yīng)分析

干擾彈艙中框腹板為脈動壓力的主要受載區(qū)域,對該結(jié)構(gòu)進(jìn)行了振動特性分析,得到了中框腹板的前兩階固有頻率182、200 Hz,對應(yīng)模態(tài)如圖12和圖13所示。

圖12 彈艙中框腹板一階模態(tài)Fig.12 The first-order mode of the middle frame

圖13 彈艙中框腹板二階模態(tài)Fig.13 The first-order mode of the middle frame

空艙構(gòu)型脈動壓力作用下干擾彈艙中框的均方根應(yīng)力云圖如圖14所示,最大值為68 MPa,取三倍均方根應(yīng)力作為強度評估值(對應(yīng)置信區(qū)間概率99.7%),中框的三倍應(yīng)力均方根值最大為261 MPa。滿艙構(gòu)型脈動壓力作用下干擾彈艙中框的均方根應(yīng)力云圖如圖14所示,最大值為40 MPa,三倍應(yīng)力均方根值最大為150 MPa。

圖14 干擾彈艙中框的均方根應(yīng)力云圖Fig.14 Cloud chart of root mean square stress of middle frame of jammer projectile chamber

真實的脈動壓力主峰頻率應(yīng)在139.6～231.2 Hz,壓力強度應(yīng)在1.132～1.841 (kPa)2/Hz,通過數(shù)值仿真發(fā)現(xiàn):若主峰頻率為173.6Hz、脈動壓力功率譜密度峰值為1.132 (kPa)2/Hz時,中框腹板的三倍均方根應(yīng)力可達(dá)567 MPa,如若主峰頻率為209.6 Hz、脈動壓力功率譜密度峰值為1.132 (kPa)2/Hz時,中框腹板的三倍均方根可達(dá)522 MPa?？芍?當(dāng)主峰頻率處于173.6～209.6 Hz時,干擾彈艙中框腹板的三倍均方根應(yīng)力將超過材料的強度極限505 MPa。

4 結(jié)論

通過對飛機干擾彈艙結(jié)構(gòu)動力學(xué)試驗研究和數(shù)值仿真,可得出以下結(jié)論。

(1)干擾彈發(fā)射所造成的沖擊波載荷不至于造成彈艙腹板損傷。

(2)彈艙開口形成空腔所產(chǎn)生的脈動壓力造成中框結(jié)構(gòu)應(yīng)力響應(yīng)過大,很可能會造成彈艙結(jié)構(gòu)腹板損傷。

(3)彈艙結(jié)構(gòu)設(shè)計應(yīng)盡量采用整形結(jié)構(gòu),以避免空腔流動造成的脈動壓力載荷過大。

(4)彈艙空腔結(jié)構(gòu)應(yīng)適當(dāng)加強,結(jié)構(gòu)壁板的鼓動頻率應(yīng)當(dāng)避開使用中可能出現(xiàn)的脈動壓力主峰頻率,以避免彈艙結(jié)構(gòu)的共振破壞。