Способ вибрационных испытаний авиационных управляемых ракет в сборе на прочность при воздействии широкополосной случайной вибрации
METHOD OF VIBRATION TESTS OF CONTROLLED AERIAL MISSILES IN ASSEMBLY FOR STRENGTH AT ACTION OF BROADBAND RANDOM VIBRATION

Изобретение относится к авиационно-ракетной испытательной технике, а именно к способу испытаний на прочность при воздействии вибрации авиационных управляемых ракет в сборе в лабораторно-стендовых условиях.
Требования к автономным испытаниям бортовой аппаратуры авиационных управляемых ракет установлены в ГОСТ РВ.20.39.304-98 (группа аппаратуры 4,1-4,3), а методы и нормы испытаний на воздействие механических факторов для этой группы в ГОСТ РВ.20.57.305-98.
Целью предполагаемого изобретения является максимально приблизить испытания аппаратуры на прочность по вибрационным нагрузкам при воздействии широкополосной случайной вибрации (ШСВ) авиационных управляемых ракет (далее изделий) в сборе, с соблюдением штатных условий подвески под самолетом-носителем.
При эксплуатации изделий пространственные и случайные вибрации передаются через передние и задние узлы подвески изделия от узлов захвата самолета-носителя.
В предлагаемом способе вибрационное нагружение передается также.
Сущность изобретения заключается в следующем.
Сначала определяют значения вибронагружения в контрольных управляющих и измерительных точках (по ГОСТ 31419-2010) для аппаратуры в составе изделия в сборе по трем ортогональным направлениям на основании заданных режимов автономных испытаний аппаратуры.
Если автономные испытания аппаратуры проводятся с использованием данных измерений, проведенных в реальных условиях применения изделия, то принимают эти нагрузки для формирования режима испытаний аппаратуры в составе изделий в сборе на пространственную вибрацию.
Если испытания проводятся по ГОСТ РВ.20.57.305-98 для группы аппаратуры 4,1-4,3 то согласно ГОСТ РВ.20.57.305-98:
- среднеквадратическое значение суммарного ускорения при испытании в продольном направлении (ось X) устанавливают равным 0,7 от вертикального (ось Y) и поперечного (ось Z).
- общее заданное время испытания в вертикальном, поперечном и продольном направлениях распределяется в следующих пропорциях 0,5; 0,3 и 0,2.
Из приведенных данных следует, что при испытаниях на прочность по трем осям максимальные вибрационные нагрузки приходятся на ось Y, затем на ось Z и незначительные на ось X.
Для сравнения параметров вибрационных нагрузок, возникающих в ортогональных направлениях спектральной плотности ускорения (СПУ) в поддиапазонах частот, и среднего квадратическое значение суммарного ускорения W, взятые из ГОСТ РВ.20.57.305-98 пересчитываются в эквивалентные под время t полета изделия с самолетом-носителем для осей X, Y и Z исходя из формулы ускоренных испытаний приведенных в ГОСТ РВ.20.57.305-98:
уск
прог
уск
прог
t=(W/W*t;
удл
прог
удл
прог
4
t(W/W)*t;
удл
прог
уск
прог
причем W<W, W>W,
где:
уск
t - ускоренное время испытаний;
прог
W - первоначальная СПУ, установленная в программе испытаний или в Т;
уск
W -СПУ, соответствующая ускоренному времени испытаний;
прог
t - время испытаний, установленная в программе испытаний или ТУ;
удл
t - удлиненное время испытаний;
удл
W - СПУ, соответствующая удлиненному времени испытаний.
Для сравнения параметров вибрационных нагрузок, возникающих в ортогональных направлениях, значения СПУ в поддиапазонах частот и среднее квадратическое значение суммарного ускорения, взятые из ГОСТ РВ.20.57.305-98, пересчитываются в эквивалентные под время полета изделия с самолетом-носителем для осей X, Y и Z по вышеуказанным формулам.
Испытания проводят с помощью испытательного стенда, который максимально соответствует штатным условиям подвески изделий под носителем, при этом реализуется на изделии пространственная ШСВ.
На фиг. 1 изображен общий вид стенда для испытаний изделия по оси Y. B состав стенда входят:
- поворотный электродинамический возбудитель 1;
- безлюфтовый опорный шарнир 2;
- нижняя рама 3;
- верхняя рама 4;
- испытуемого изделия 5 с узлами подвески 6;
- узлы захвата 7 самолета-носителя;
- порталов 8 с резиновыми шнуровыми амортизаторами 9 для вывески изделия 5.
На фиг. 2 изображен общий вид стенда для изделия по оси Z (см. фиг. 2) Вибровозбудители 1 поворачиваются на 90 градусов в горизонтальное положение, в этом случае изделие удерживается в горизонтальном положении с помощью тросов 10, а вибрационные нагрузки от вибровозбудителей к изделию передаются через штанги 11.
Стенд является универсальным, на котором можно проводить все типы изделий за счет увеличенных внутренних размеров рам 3 и 4 крепежного приспособления и возможностью перемещения вибровозбудитей 1 с порталами 8 в направлении продольной оси X испытуемого изделия 5 под узлы захвата 7 самолета - носителя. Узлы захвата 7 съемные и меняются под размеры узлов подвески изделия 6.
При проведении испытаний по оси Y, для снятия статической нагрузки с вибровозбудителей 1, удержания изделия 5 в горизонтальном положении и исключения влияния амортизаторов 9 на испытательный режим, длина резиновых авиационных амортизаторах 9 для вывески изделия 5 по передним и задним узлам подвески 6 рассчитывается следующим образом.
о
Определяют статический прогиб подвеса (δ). В линейных системах с одной степенью свободы прогиб подвеса связан с частотой собственных колебаний (ƒ) следующей формулой:
2
2
0
δ=g/4πƒ,
2
где: ускорение свободного падения g=9.81 м/с;
отношение длины окружности к ее диаметру π=3.14.
Чтобы при вывеске изделия исключить влияние амортизаторов на заданный режим испытаний и передачу вибрации на портал применяются шнуровые резиновые авиационные амортизаторы, при этом растяжение должно составлять 30% от первоначальной длины (середина линейной зоны упругой деформации).
Собственная частота колебательной системы подвеса ƒо, образованная массой изделия с приспособлением и упругим элементом амортизаторами, должна быть меньше ƒн:
ƒоƒн,
где ƒн - наименьшая частота испытательного режима.
Допустим низшая частота режима испытаний ƒн=5 Гц, тогда собственная частота подвеса ƒо быть ниже ƒн.
2
2
Примем ƒо=1 Гц, тогда статический прогиб δ=9.8/4*3.14*1=0,25 м, принимаем за 30% от первоначальной длины.
Следовательно, длину амортизаторов необходимо взять 0.25 м*3,33=0.83 м и подобрать диаметр и количество амортизаторов, таким образом, чтобы они растянулись под весом изделия с приспособлением на 25 см.
Определяем диаметр и количество амортизаторов для вывески системы исходя из составляющих веса по переднему Gп и заднему Gз узлам подвески.
Gп=G(L-A)/ L; Gз=GA/L,
где G - вес изделия с приспособлением;
Gп - составляющая веса приходящая на передний узел подвески;
Gз - составляющая веса приходящая на задний узел подвески;
L - расстояние между передним и задним узлами подвески;
А - расстояние от передней подвеской до центра тяжести изделия с приспособлением.
По графику статических характеристик шнуровых резиновых авиационных амортизаторов, исходя из значений Gп и Gз при относительном удлинении на 30% подбираем их диаметр и количество.
После определения вибрационных нагрузок для испытаний изделия и расчета резиновых амортизаторов, изделие устанавливается на стенд по оси У, как показано на фиг. 1, препарируется трехкомпонентными акселерометрами в контрольных (управляющих) и измерительных точках по рамам изделия.
Проводится отработка режима испытаний на макете изделия или на штатном изделии на 50% уровня нагружения. Отработка с подбором режимов испытаний ведется с помощью двухканальной автоматизированной системы управления случайной вибрации.
При отработки режимов перед началом испытаний проводится сравнительная оценка параметров пространственной вибрации по значениям вибрационных нагрузок, возникающих в ортогональных направлениях, с параметрами вибрации, установленными для автономных испытаний аппаратуры, и окончательно формируется режим испытаний. Как показали испытания, при такой схеме возбуждения с помощью 2-х вибровозбудителей с соблюдением штатных условий подвески изделия с самолетом-носителем, однонаправленное вибронагружение преобразуется в пространственное приближающее к условиям натурного вибрационного нагружения изделия. При отработке режима испытаний по оси Y, оценивается вибронагружение по оси X и оси Z, определяется необходимость дополнительного вибронагружения по оси Z. Как позывает опыт испытаний, дополнительное вибронагружение по оси X не требуется.