探討導(dǎo)航儀表在復(fù)合產(chǎn)品上的實(shí)踐

微觀彈性應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系式為：E=R（1+G）/E其中，G為泊松比?？梢姶俗冃坞S材料彈性模量E提高而線性下降。復(fù)合材料零件的變形為鋁合金的70%。力學(xué)形變的下降可減小碰撞概率。平臺(tái)慣性儀表的發(fā)展方向是高精度、小型化，構(gòu)件趨于薄壁復(fù)雜，各環(huán)架裝配緊湊，間隙很小。雖然結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)經(jīng)過了應(yīng)有的力學(xué)計(jì)算，但碰撞概率依然是不可忽視的。在某平臺(tái)慣性儀表零件有限元力學(xué)分析中，根據(jù)例試條件計(jì)算出ZL101A構(gòu)件zui大變形Lm達(dá)2.5mm，而間隙Lr為2.8mm。系統(tǒng)雖通過了例行試驗(yàn)，碰撞概率Up顯然需要考慮，因?yàn)槌隼嚨牧W(xué)環(huán)境條件也以一定碰撞基本概率Ue存在。假設(shè)超出例試力學(xué)范圍的事件以高斯正態(tài)分布。

從而產(chǎn)生蠕變。采用含陶瓷增強(qiáng)相的MMCs可明顯減小此變形。溫度形變小慣導(dǎo)平臺(tái)設(shè)有溫控系統(tǒng)，關(guān)鍵組件工作溫度在50e-70e；捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)則溫度變化范圍較大，為-10e-50e。結(jié)構(gòu)件生產(chǎn)、檢測(cè)和裝配環(huán)境溫度為20e-30e。結(jié)構(gòu)件各部位厚度的不同、結(jié)構(gòu)不對(duì)稱性引起熱膨脹量差異，產(chǎn)生基準(zhǔn)面之間形位精度變化。平臺(tái)式慣導(dǎo)系統(tǒng)的標(biāo)定溫度與工作溫度基本一致，而捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)則可能產(chǎn)生20e的標(biāo)定環(huán)境溫度與使用工作溫度差，基座的變形需要考慮。復(fù)合材料在這方面較鋁合金有明顯優(yōu)勢(shì)，兩者熱膨脹系數(shù)分別為15@10-6/K（20%SiCp/Al）（體積分?jǐn)?shù)）和23@10-6/K（ZL101A），前者變形較后者小30%。通過對(duì)鋁合金和MMCs做溫度循環(huán)后形變?cè)囼?yàn)，證明在同等條件下，鋁合金尺寸變化大于復(fù)合材料（7%增強(qiáng)體）一倍以上。

　　在鑄件選取安全系數(shù)ns為2.6時(shí)，3R（均方根）覆蓋99.7%的概率（超出Lm變量x>0）。對(duì)于鋁合金，碰撞概率Pn1=3R（Lr-Lm）/（ns-1），不發(fā)生碰撞的數(shù)學(xué)期望值由下式表示：5（n）=1R2PQ0.56R0e-（x2/2R2）dx=0.42（1）在鋁合金零件中，碰撞概率Up1=<1-5（n）>Ue=0.58Ue慣導(dǎo)系統(tǒng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)規(guī)范是根據(jù)力學(xué)計(jì)算、仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)而制定的，由于各種條件限制，取得與實(shí)際工作環(huán)境一致的數(shù)據(jù)很困難。另外，為適應(yīng)小型化發(fā)展，一些飛機(jī)用慣性儀表被用于力學(xué)環(huán)境惡劣的導(dǎo)彈，這都可能增加Ue和碰撞這種小概率事件的概率。如某通過地面例試的產(chǎn)品在飛行試驗(yàn)時(shí)卻不能正常工作就是此概率的體現(xiàn)。需要指出，以上計(jì)算是基于慣性儀表以全概率（3R覆蓋99.7%的概率）通過了例試。如果飛機(jī)用慣性儀表被用于導(dǎo)彈，力學(xué)動(dòng)態(tài)范圍的擴(kuò)大將產(chǎn)生一個(gè)概率損失Us，Ue將變?yōu)椋║e+Us），使Up增大。對(duì)于復(fù)合材料碰撞點(diǎn)后移至：Pn2=2.2R，Up2降低為0.04Ue?？梢姡岣呓Y(jié)構(gòu)件剛度指標(biāo)是一種有效的解決途徑。