способ прочностных вибрационных испытаний авиационных ракет

Формула изобретения

СПОСОБ ПРОЧНОСТНЫХ ВИБРАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИЙ АВИАЦИОННЫХ РАКЕТ, заключающийся в нагружении испытуемого изделия, установленного на подвижной части вибровозбудителя, экплуатационной вибрационной нагрузкой и оценки прочности путем выявления механических повреждений, отличающийся тем, что, с целью получения количественных оценок прочностных характеристик путем их измерения в слабейшем звене конструкции, сначала нагружают изделие гармоничным вибросигналом с монотонно меняющейся частотой в диапазоне эксплуатационных нагрузок для определения несущих конструкционных узлов с наибольшим коэффициентом динамичности, затем воздействуют эксплуатационной вибронагрузкой для измерения виброперегрузки и тензонапряжения с помощью тензодатчиков, после чего по полученным параметрам механического состояния элементов выделяют слабейшее звено конструкции, на которое затем воздействуют эквивалентным случайным вибрационным сигналом, учитывающим статические нагрузки эксплуатации, при этом коэффициент динамичности определяют как отношение измеренных виброперегрузок в несущих углах к перегрузкам в контрольной задающей точке.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к испытаниям техники на прочность и долговечность, а именно испытаниям конструкций авиационных управляемых ракет в лабораторно-стендовых условиях.

Известен способ испытания конструкции летательного аппарата на прочность, предусматривающий нагружение испытуемого изделия, установленного на подвижной части вибровозбудителя, эксплуатационной вибрационной нагрузкой и оценку прочности путем выявления механических повреждений.

Цель изобретения заключается в получении количественных оценок прочностных характеристик путем их измерения в слабейшем звене конструкции.

Сущность изобретения заключается в том, что сначала нагружают изделие гармоническим вибросигналом с монотонно меняющейся частотой в диапазоне эксплуатационных нагрузок для определения несущих конструкционных узлов с наибольшим коэффициентом динамичности, затем воздействуют эксплуатационной вибронагрузкой для изменения виброперегрузки и тензонапряжения с помощью тензодатчиков, после чего по полученным параметрам механического состояния элементов выделяют слабейшее звено конструкции, на которое затем воздействуют эквивалентным случайным вибрационным сигналом, учитывающим статические нагрузки эксплуатации, при этом коэффициент динамичности определяют как отношение измеренных виброперегрузок.

П р и м е р. В качестве объекта испытаний выбрана авиационная управляемая ракета весом 300 кг, длиной 4,5 м, на основных несущих конструктивных узлах которой устанавливают вибрационные датчики. Ее закрепляют на электродинамическом вибростенде типа Д-40А с помощью приспособления, соблюдающего штатные условия подвески ракеты под самолетом-носителем. В центре тяжести ракеты устанавливают контрольный вибродатчик, который задает динамические нагрузки с погрешностью, не превышающей

2 Гц при частоте до 50 Гц;

5 Гц при частоте свыше 50 Гц;

20% по ускорению.

В контрольной точке задают гармонический сигнал с постоянного уровня с плавно изменяющейся частотой в диапазоне частот от 10 до 2000 Гц при виброускорениях от 0,5 до 4,0 g в течение времени прохождения диапазона частот от 1 до 5 мин соответственно.

По замеренным значениям виброперегрузок в несущих узлах конструкции определяют коэффициенты динамичности для каждой точки как отношение:

K_д где n_i значение виброперегрузки в 3-м узле конструкции,

n_зад значение виброперегрузки в контрольной задающей точке.

Потом определяют функционально важные звенья конструкции, в которых возникают наибольшие значения К_д и на этих звеньях устанавливают тензодатчики, подключенные к контрольно-измерительной и регистрирующей аппаратуре.

Затем осуществляют имитацию пространственного характера эксплуатационного вибрационного состояния изделия последовательным воспроизведением вибрационных нагрузок в виде стационарных случайных процессов, измеряют значения средних квадратических значений виброускорений и напряжений и определяют эффективные частоты для всех функционально важных звеньев, а по ним выделяют слабейшее звено конструкции. Используя семейство кривых Веллера и известные расчеты для определения долговечности узла до образования трещины, увеличивают уровень динамической нагрузки на величину, учитывающую статические нагрузки при эксплуатации. После чего подвергают испытуемую ракету воздействию эквивалентного режима нагруженное в слабейшем звене конструкции и путем внешнего осмотра выявляют механические повреждения конструкции (образование усталостных трещин или полное разрушение узла).

Предлагаемый способ прочностных вибрационных испытаний авиационных управляемых ракет позволяет количественно оценить прочностные характеристики ракет с учетом статических нагрузок, возникающих при эксплуатации, а также сохраняемость и долговечность с одновременным повышением точности как получаемых оценок, так и прогнозов.