汪亞龍 王文濤

摘 要：某直升機(jī)在消速下滑過(guò)程中駕駛艙位置振動(dòng)偏大，消速過(guò)程振動(dòng)增大出現(xiàn)在速度80-30km/h間，在其他速度段振動(dòng)未出現(xiàn)振動(dòng)偏大現(xiàn)象。通過(guò)結(jié)構(gòu)分析，并結(jié)合振動(dòng)數(shù)據(jù)分析及動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果對(duì)產(chǎn)生振動(dòng)偏大問(wèn)題進(jìn)行定位，提出結(jié)構(gòu)改進(jìn)措施，同時(shí)建立有限元模型對(duì)改進(jìn)措施進(jìn)行仿真分析，對(duì)部件的安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)，并通過(guò)試驗(yàn)、試飛驗(yàn)證，表明了改進(jìn)措施的有效性。

關(guān)鍵詞：直升機(jī);消速下滑;振動(dòng)問(wèn)題

中圖分類號(hào)：V212.4 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1671-2064（2020）02-0068-02

0 引言

振動(dòng)是直升機(jī)動(dòng)力學(xué)核心問(wèn)題之一，與飛機(jī)不同的是，直升機(jī)在飛行過(guò)程中始終要承受持續(xù)的周期性的振動(dòng)，直升機(jī)的主要振源包括旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)、傳動(dòng)軸等旋轉(zhuǎn)部件引起的周期激勵(lì)以及復(fù)雜氣動(dòng)環(huán)境中的隨機(jī)激勵(lì)。振動(dòng)不僅會(huì)影響機(jī)組、乘員的效率及舒適性，還會(huì)引起結(jié)構(gòu)的疲勞、降低設(shè)備的可靠性及飛行安全[1-2]。

對(duì)駕駛艙而言，主旋翼轉(zhuǎn)速頻率1Ω、主旋翼一階通過(guò)頻率kΩ（k為槳葉片數(shù)）及其倍頻NkΩ為其主要的振動(dòng)源[1-3]。對(duì)于新研制直升機(jī)經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)振動(dòng)偏大的問(wèn)題，其主要原因與該位置部件安裝動(dòng)力學(xué)特性有較大的關(guān)聯(lián)性[2]。在直升機(jī)飛行過(guò)程中前機(jī)身處于主旋翼影響區(qū)域內(nèi)，當(dāng)前機(jī)身部件安裝動(dòng)力學(xué)特性靠近主旋翼一階通過(guò)頻率，就會(huì)出現(xiàn)前機(jī)身局部區(qū)域振動(dòng)偏大的現(xiàn)象[1-2]。

本文針對(duì)某直升機(jī)在速度80-30km/h消速下滑過(guò)程中振動(dòng)問(wèn)題，通過(guò)結(jié)構(gòu)分析、有限元仿真模擬、試驗(yàn)驗(yàn)證等手段，對(duì)振動(dòng)產(chǎn)生問(wèn)題的機(jī)理進(jìn)行分析并對(duì)部件安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)，提出改進(jìn)措施，通過(guò)試驗(yàn)、試飛驗(yàn)證，表明了改進(jìn)措施的有效性，為后續(xù)同樣類型的問(wèn)題提供解決思路和方法。

1 問(wèn)題描述

某直升機(jī)某架機(jī)在執(zhí)行試飛科目過(guò)程中，機(jī)組人員反應(yīng)，消速下降過(guò)程中，速度80-30km/h消速過(guò)程中駕駛員位置處振動(dòng)偏大，從大速度消速至80km/h時(shí)振動(dòng)突然明顯增大，當(dāng)速度小于30km/h后振動(dòng)快速收斂至消失，無(wú)發(fā)散趨勢(shì)。

選取典型架次駕駛員座椅地板處實(shí)測(cè)振動(dòng)加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，并且對(duì)加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行FFT處理分析[4]，未出現(xiàn)其它異常頻率，駕駛艙振動(dòng)增大以該型機(jī)一階通過(guò)頻率kΩ為主，連續(xù)譜圖如圖1所示，紅色虛線區(qū)域?yàn)?0-30km/h消速下滑過(guò)程 ，明顯發(fā)現(xiàn)駕駛員處kΩ振動(dòng)水平大于平飛振動(dòng)水平，垂向振動(dòng)量值最大0.47g，見表1，中機(jī)身、過(guò)渡段、尾端等位置處測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)水平未出現(xiàn)明顯增大現(xiàn)象。

2 問(wèn)題分析

直升機(jī)的振動(dòng)水平主要與旋翼的振動(dòng)載荷及機(jī)體的模態(tài)特性有關(guān)[1]，造成消速下滑振動(dòng)偏大的主要原因主要有兩個(gè)方面：直升機(jī)消速下滑過(guò)程中，旋翼氣動(dòng)力對(duì)機(jī)身的激勵(lì)增大，導(dǎo)致機(jī)上振動(dòng)水平相比平飛等穩(wěn)定狀態(tài)大;機(jī)體結(jié)構(gòu)整體或局部安裝動(dòng)特性不理想會(huì)進(jìn)一步加大機(jī)上振動(dòng)水平。

80-30km/h消速下滑過(guò)程中，中機(jī)身、過(guò)渡段、尾端等位置處測(cè)點(diǎn)的振動(dòng)水平并未出現(xiàn)明顯增大現(xiàn)象，分析振動(dòng)增大與前機(jī)身部件安裝特性有關(guān)，對(duì)前機(jī)身安裝的設(shè)備進(jìn)行檢查分析，認(rèn)為導(dǎo)致消速下滑振動(dòng)過(guò)大的原因可能由觀瞄、雷達(dá)安裝動(dòng)力學(xué)特性配置不合理導(dǎo)致。

為進(jìn)一步驗(yàn)證觀瞄、雷達(dá)安裝固有頻率是否避開一階通過(guò)頻率，對(duì)觀瞄及雷達(dá)安裝進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)。采用力錘脈沖激勵(lì)法進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，獲得雷達(dá)、觀瞄安裝結(jié)構(gòu)的主要模態(tài)參數(shù)，表2所示，試驗(yàn)結(jié)果表明：雷達(dá)安裝結(jié)構(gòu)的固有頻率均避開旋翼一階通過(guò)頻率kΩ足夠遠(yuǎn)，觀瞄安裝結(jié)構(gòu)的固有頻率21.12Hz未避開旋翼一階通過(guò)頻率kΩ，通過(guò)模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果分析可以確定，消速下滑振動(dòng)問(wèn)題產(chǎn)生的原因?yàn)橛^瞄安裝動(dòng)力學(xué)特性配置不合理，導(dǎo)致觀瞄安裝處明顯放大了駕駛員地板的振動(dòng)水平。

3.2 觀模態(tài)計(jì)算

為進(jìn)一步進(jìn)行分析振動(dòng)問(wèn)題機(jī)理及調(diào)頻，采用軟件patran建立觀瞄安裝結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型。為減小計(jì)算誤差，將觀瞄安裝處的設(shè)備盡量考慮到模型里邊，雷達(dá)安裝在1號(hào)梁的頂部，觀瞄安裝在1號(hào)梁的底部，模型主要包括前機(jī)身底部構(gòu)件，采用殼元模擬，連接采用鉚釘元模擬。在2號(hào)梁處施加X(jué)、Y兩個(gè)方向的位移約束，在1框上施加X(jué)、Y、Z三個(gè)方向的位移約束。雷達(dá)及觀瞄的重量、重心簡(jiǎn)化為集中質(zhì)量，附加到兩者的安裝支架上，動(dòng)力學(xué)模型如圖2所示。采用Nastran計(jì)算。

對(duì)比觀瞄安裝結(jié)構(gòu)動(dòng)特性試驗(yàn)及計(jì)算結(jié)果，各階振型非常一致，由于結(jié)構(gòu)及材料非線性、接觸等影響因素，固有頻率計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果會(huì)出現(xiàn)差別，側(cè)向計(jì)算結(jié)果比試驗(yàn)結(jié)果大約高4.7%，垂向計(jì)算結(jié)果比試驗(yàn)結(jié)果大約高7.7%，通過(guò)工程經(jīng)驗(yàn)，計(jì)算結(jié)果誤差在可允許范圍之內(nèi)，可進(jìn)一步采用有限元模型進(jìn)行調(diào)頻，如圖3所示。

4 改進(jìn)措施及驗(yàn)證

4.1 改進(jìn)措施

觀瞄安裝在前隔框、后隔框、1號(hào)梁上，1號(hào)梁及前隔框未與前機(jī)身前緣連接，1號(hào)梁截止1框處，其結(jié)構(gòu)呈懸臂梁形式，從計(jì)算結(jié)果看出觀瞄安裝結(jié)構(gòu)一階扭轉(zhuǎn)模態(tài)靠近一階通過(guò)頻率，根據(jù)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)要求，一般要求主要固有頻率需避開主旋翼kΩ激勵(lì)頻率足夠遠(yuǎn)。根據(jù)結(jié)構(gòu)的分析，需提高觀瞄安裝結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度，制定的改進(jìn)措施為在1號(hào)梁與2號(hào)梁之間增加三角形角盒來(lái)增加局部剛度，詳細(xì)結(jié)構(gòu)如圖4所示。

改進(jìn)后側(cè)向模態(tài)的固有頻率為28.64Hz提高了28%，根據(jù)初始狀態(tài)動(dòng)特性試驗(yàn)數(shù)據(jù)與計(jì)算結(jié)果差值，更改后觀瞄安裝結(jié)構(gòu)側(cè)向模態(tài)下的頻率大約為27.1Hz，垂向模態(tài)固有頻率為19.6Hz，改進(jìn)后動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果避開主旋翼kΩ足夠遠(yuǎn)，滿足動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)而要求，如圖5所示。

4.2 試飛驗(yàn)證

為進(jìn)一步驗(yàn)證改進(jìn)措施的有效性，1號(hào)梁與2號(hào)梁之間增加角盒后在多架次試飛過(guò)程中進(jìn)行了消速下滑試飛科目驗(yàn)證，試飛數(shù)據(jù)如表3所示，結(jié)果表明，改進(jìn)后80-30km/h消速下滑振動(dòng)明顯減小，垂向振動(dòng)水平最大0.23g，比初始狀態(tài)振動(dòng)水平0.47g減小一倍，同時(shí)機(jī)組反應(yīng)消速下滑過(guò)程振動(dòng)現(xiàn)象消失，消速下滑振動(dòng)問(wèn)題得以有效解決。

5 結(jié)語(yǔ)

本文通過(guò)某直升機(jī)消速下滑振動(dòng)問(wèn)題的分析、解決過(guò)程及驗(yàn)證結(jié)果表明：直升機(jī)機(jī)體及機(jī)上部件安裝的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)是非常必要的，借助動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)手段能夠快速分析振動(dòng)問(wèn)題產(chǎn)生的原因并制定合理且有效的改進(jìn)措施，同時(shí)為后續(xù)此類問(wèn)題的解決提供思路。

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