一种大型导弹挂机振动试验设备及方法与流程

本发明涉及结构动力学领域，具体涉及大型导弹多点多轴挂机振动试验系统。

背景技术：

对于挂机导弹，飞行时受到飞机振动传递与气动力作用，会承受一定振动环境，对其结构强度造成影响。为了保证产品使用安全可靠性，对于悬挂在飞机上的产品，都需要开展挂机振动环境试验考核。如果通过真实地面模拟试验，那么就能对产品进行有效考核，保证在使用中不会产生破坏，从而保证产品有足够的动强度。

传统的挂机振动试验，通常采用将试验件直接固定或者用框架悬吊固定在单个振动台上，单方向一次进行振动试验。而大型导弹悬挂到飞机上后，受飞机边界影响，其动力学特性会发生变化，由于导弹质量过大，与飞机的耦合作用增强，导致低频动应力严重，有较强的边界效应。另外，大型导弹频率较低，容易出现响应分布不均，不但影响推力，还可能会造成局部过试验。

因此，为了保证机载导弹产品可靠性，在进行全弹挂机振动试验方案策划时，需要进行合理的设计，选择出最优的激励与控制方案，并考虑到边界效应进行模拟，才能增加地面试验真实性。

技术实现要素：

本发明的目的就是针对上述问题，旨在提供一种更真实反映挂机大型导弹的振动模拟方法，实现挂机导弹真实地面考核，有效评估挂机导弹的动强度，保证产品的安全可靠性。

本发明公开了：一种大型导弹挂机振动试验设备，由挂机模拟边界结构支撑件、挂架转接装置、空气弹簧支撑系统、挂架、挂机导弹、空气压缩机、激光位移计、压力控制器、振动工装、球头、垂向振动台、水平振动台安装基座、水平振动台、试验承载基座组成，；挂机导弹安装在挂架上，挂架通过挂机转接装置安装在挂机模拟边界结构支撑件上；挂机模拟边界结构支撑件安装在空气弹簧支撑系统上，空气弹簧支撑系统安装在试验承载基座上；垂向振动台与水平振动台通过球头与振动工装相连，振动工装用来固定挂机导弹。

进一步的，所述空气弹簧支持系统还包括空气弹簧、上连接板、下连接板、导向限位杆组成，其中所述上连接板以及下连接板与挂机模拟边界结构支撑件连接，下连接板与试验承载基座连接，空气弹簧安装在上连接板与下连接板中间，空气弹簧通过气管与压力控制器连接。

一种大型导弹挂机振动试验方法，其特征在，包括以下步骤：

a进行挂机边界结构模拟，设计挂机模拟边界结构支撑件；

b设计自由悬吊系统；

c开展导弹挂机状态传递特性试验，同时进行关键位置响应测量，通过试验数据分析，获得的传递特性；

d利用挂机状态的传递特性，结合挂机振动试验条件进行推力估计和全弹响应分析，通过优化来选择最佳激励点位置，并确定所需的垂向振动台或者水平振动台；

e根据选定的激励点位置，结合弹体外型、激励方向与激振设备结构尺寸参数，设计激振工装结构形式，并利用有限元计算分析，优化出合适的激振工装；

f进行弹内传感器安装，并完成检测，导弹进行组装；

g搭建试验承载基座；

h组装大型导弹挂机振动试验系统，将其固定安装在试验承载基座上；

i将导弹与挂架进行组装，然后整体安装在挂架转接装置上；

j安装传感器，连接测试电缆，调试采集系统；

k进行载面动态弯矩标定测试；

l挂机模拟边界结构支撑件与试验承载基座断开，再将空气弹簧组安装在试验承载基座上，挂机模拟边界结构支撑件落在空气弹簧上，安装激光位移计，将空气压缩机连接到空气弹簧上，中间串接压力控制器，通过调节压力和位移监测，调整结构支撑件到合适高度；

m安装振动工装并连接垂直振动台与水平振动台，在振动工装与振动台中间安装球头；

n振动台激励控制调试；

o选择控制方案，进行小量级预试验，同时进行数据采集与分析，确认控制方案是否满足要求，如果不满足，调整控制方案，重新进行小量级预试验；

p在满足技术要求后，进行逐级加载，直到规定试验量级，开展正式试验，进行小量级特征试验，并进行试验数据分析确认；

q正式试验后，进行小量级特征试验，通过数据处理分析，检验产品状态；

r试验结束后，拆除传感器与测试设备，将振动台激励系统与导弹断开；调节空气压力，使得结构支撑件落在试验承载基座上，拆下导弹与挂架组合体。

本发明的有益效果：

(1)本发明实现了大型导弹挂机状态的全弹挂机振动试验要求，通过真实的模拟，有效考核导弹动强度，保证挂机导弹上机的安全性；

(2)本发明在型号试验设计中进行了实际应用，试验首次对挂飞边界进行了有效模拟，增加了地面试验的真实性，并通过多点多轴振动的试验激励方式，实现了大型全弹的振动响应控制。

附图说明

图1一种大型导弹挂机振动试验设备正视图；

其中，1挂机模拟边界结构支撑件，2挂架转接装置，3空气弹簧支撑系统，4挂架，5挂机导弹，6空气压缩机，7激光位移计，8压力控制器，9振动工装，10球头，11垂向振动台，12水平振动台安装基座，13水平振动台，14试验承载基座，15气管。

图2一种大型导弹挂机振动试验设备俯视图；

其中，1挂机模拟边界结构支撑件，4挂架，5挂机导弹，7激光位移计，8压力控制器，9振动夹具，10球头，11垂向振动台，12水平振动台安装基座，13水平振动台。

图3单个空气弹簧组件示意图；

其中，3-1空气弹簧，3-2上连接板，3-4下连接板，3-3导向限位杆。

图4一种大型导弹挂机振动试验方法流程图。

具体实施方式

除了下面所述的实施例，本发明还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本发明并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。当这里只介绍一个实施例时，权利要求并不局限于该实施例。

实施例1，以图1，图2为例：

由图1可见，大型导弹挂机振动试验设备主要由挂机模拟边界结构支撑件、挂架转接装置、空气弹簧支撑系统、挂架、挂机导弹、空气压缩机、激光位移计、压力控制器、振动工装、球头、垂向振动台、水平振动台安装基座、水平振动台、试验承载基座组成。

挂机导弹与挂架连接，挂架通过挂机转接装置安装在挂机模拟边界结构支撑件上；所述挂机模拟边界结构支撑件安装在空气弹簧支撑系统上，所述空气弹簧支撑系统安装在试验承载基座上；垂向振动台与水平振动台通过球头与振动工装相连。

空气弹簧支撑系统由多组均匀分布的空气弹簧组件组成，本实施例中，试验设备左右两端各设置一个空气弹簧支撑系统，每个空气弹簧支撑系统包括两个空气弹簧组件，每个空气弹簧组件包括空气弹簧、上连接板、下连接板、导向限位杆组成，其中所述上连接板以及下连接板与挂机模拟边界结构支撑件连接，下连接板与试验承载基座连接，空气弹簧安装在上连接板与下连接板中间，空气弹簧通过气管与压力控制器连接。导向限位杆用于限位保护。

由图1可见，本实施例弹上设置了三个激振点位置，每个位置垂向和水平方向激励，即本实施例包括三个垂向振动台与三个水平振动台，在垂直和水平方向进行试验，该系统为三点两轴；本发明可以根据产品特点，可以变化，添加和减少振动台的数量，改变振动台的方向等。

本发明主要是大型导弹挂机多点多轴振动试验方法。该方法首先通过计算分析进行挂机边界模拟，然后利用传递特性试验来进行激振方案设计，并确定激振点位置与数目，最后，通过预试验来确定挂机导弹的多点多轴激励控制方案，实现挂机导弹的振动响应的真实模拟。其具体程序和步骤为：

a设计挂机模拟边界结构支撑件；利用有限元技术，结合导弹挂机状态模态试验结果，通过模态参数匹配的方式，进行挂机边界结构模拟，设计挂机模拟边界结构支撑件；

b计算结构支撑件与大型导弹挂机振动试验系统整体负载重量，结合安装空间位置、自由悬吊频率要求，选定空气弹簧型号，由负载重量计算确定出最佳空气弹簧数目n。利用n个空气弹簧均匀承载的方式，结合压力控制器与激光位移计，设计自由悬吊系统；

c开展导弹挂机状态传递特性试验，利用激振设备，在弹体关键位置进行激励，同时进行关键位置响应测量，通过试验数据分析，获得传递特性；

d利用挂机状态的传递特性，结合挂机振动试验条件进行推力估计和全弹响应分析，通过优化来选择最佳激励点位置，并确定所需的垂直或水平振动台；

e根据选定的激励点位置，结合弹体外型、激励方向与激振设备结构尺寸参数，设计激振工装结构形式，并利用有限元计算分析，优化出激振工装；

f根据任务要求，在导弹组装前，进行弹内传感器安装，并完成检测；挂机导弹进行组装，组装完毕后，运输到试验现场；

g根据导弹与结构支撑件的尺寸与重量，使用大型铸块与工型梁，搭建试验承载基座；

h组装大型导弹挂机振动试验系统，将其固定安装在试验承载基座上；

i将挂机导弹与挂架进行组装，然后整体安装在挂架转接装置上；

j安装传感器，连接测试电缆，调试采集系统；

k在弹体关键截面位置安装应变片，通过加载的方式，进行载面动态弯矩标定测试；

l挂机模拟结构支撑件与试验承载基座断开，再将空气弹簧支撑系统安装在试验承载基座上，挂机模拟结构支撑件落在空气弹簧上，安装激光位移计，将空气压缩机连接到空气弹簧，中间串接压力控制器，通过调节压力和位移监测，调整挂机模拟边界结构支撑件到合适高度；

m在弹体选定的多个激励点位置安装振动工装，将振动工装与垂直振动台和水平振动台连接，在振动工装与垂直振动台与水平振动台中间安装球头，利用球头进行非激励方向运动解耦，防止振动台干涉；

n将用于控制的传感器，例如加速度传感器、陀螺仪等，连接到振动控制仪，控制仪输出连接到振动台功放，完成垂直振动台和水平振动台激励控制调试；

o选择控制方案，按照规定的试验条件进行小量级预试验，同时进行振动响应数据，如加速度、应变、角速率等数据采集与分析，确认控制方案是否满足要求，如果不满足，调整控制方案，重新进行小量级试验；

p在满足技术要求后，进行逐级加载，直到规定试验量级，开展正式试验，进行小量级特征试验，并进行试验数据分析确认；

q正式试验后，进行小量级特征试验，通过数据处理分析，检验产品状态。

r试验结束后，拆除传感器与测试设备，将振动台激励系统与导弹断开；调节空气压力，使得结构支撑件落在试验承载基座上，拆下导弹与挂架组合体，分别装箱运离，拆除其它试验设施，清理现场，试验结束。