基于ANSYS Workbench的直升機(jī)尾傳動(dòng)軸模態(tài)分析及諧響應(yīng)分析

巨冬雪

[摘 要]利用ANSYS Workbench軟件對(duì)直升機(jī)尾傳動(dòng)軸進(jìn)行模態(tài)分析，得到前六階固有頻率及對(duì)應(yīng)振型。在此基礎(chǔ)上根據(jù)產(chǎn)品不平衡量的要求，對(duì)尾傳動(dòng)軸進(jìn)行諧響應(yīng)分析，得到尾傳動(dòng)軸幅頻，并分析求解結(jié)果。

[關(guān)鍵詞]模態(tài)分析 諧響應(yīng)分析 ANSYS Workbench 直升機(jī)尾傳動(dòng)軸

中圖分類號(hào)：TK 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1009-914X（2016）01-0056-02

引言

直升機(jī)尾傳動(dòng)軸是直升機(jī)的重要組成部分。其中，尾傳動(dòng)軸系構(gòu)成了直升機(jī)最長(zhǎng)的傳動(dòng)鏈，負(fù)責(zé)向尾旋翼傳遞動(dòng)力，其工作狀態(tài)的好壞直接影響直升機(jī)性能的優(yōu)劣。尾傳動(dòng)軸是尾傳動(dòng)軸系的主要部件，其動(dòng)力學(xué)特性對(duì)整個(gè)尾傳動(dòng)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性影響很大，故對(duì)其進(jìn)行單獨(dú)的動(dòng)力學(xué)特性研究是重要的且是必要的[1-2]。

1 模態(tài)分析

1.1 計(jì)算模型

整個(gè)尾傳動(dòng)軸由前段組件、膜片聯(lián)軸節(jié)、中段組件以及后段組件四部分組成。實(shí)體模型采用UG8.0軟件建立，見圖1。

前段組件包含的零件及對(duì)應(yīng)材料分別為：

前花鍵接頭：32Cr3MoVA，前段管子：7475，半聯(lián)軸器：2618A。

中段組件包含的零件及對(duì)應(yīng)的材料分別為：

中段前接頭：2618A，中段管子：7475，半聯(lián)軸器：2618A。

后段組件包含的零件及對(duì)應(yīng)的材料分別為：

圓形聯(lián)軸節(jié)：7075，半聯(lián)軸器：2618A，后段管子：7475。

膜片聯(lián)軸節(jié)包含的零件及對(duì)應(yīng)的材料為：

盤狀膜片：1Cr17Ni7，襯套：1Cr17Ni3A，墊圈：1Cr17Ni7。

1.2 模態(tài)求解

將直升機(jī)尾傳動(dòng)軸的實(shí)體模型導(dǎo)入ANSYS Workbench15.0軟件中，進(jìn)行有限元網(wǎng)格的劃分以及邊界條件的施加，最后求解得到模態(tài)及振型。

尾傳動(dòng)軸采用五處軸承支撐，分析時(shí)將軸承考慮為簡(jiǎn)支，前后段花鍵接頭考慮為固定。在不考慮阻尼且為自由振動(dòng)的情況下對(duì)尾傳動(dòng)軸進(jìn)行模態(tài)計(jì)算。由于低階固有頻率對(duì)應(yīng)的振型具有較大能量，即發(fā)生共振時(shí)幅值較大，故本文只提取直升機(jī)尾傳動(dòng)軸的前六階固有頻率。

1.4 模態(tài)分析結(jié)果

模態(tài)振型圖中的位移值表述的只是位移的相對(duì)量值，它反映結(jié)構(gòu)中各位置在同一階固有頻率上的相對(duì)位移，并不是實(shí)際振動(dòng)的振幅值[3]。對(duì)直升機(jī)尾傳動(dòng)軸的模態(tài)求解得到前六階固有頻率分別為：99.4Hz、105.5Hz、133.7Hz、151.2Hz、170.5Hz及187.3Hz。其中第一階模態(tài)對(duì)應(yīng)的振型見圖2。

2 諧響應(yīng)分析

諧響應(yīng)分析用于確定線性結(jié)構(gòu)在承受隨時(shí)間按正弦（簡(jiǎn)諧）規(guī)律變化的載荷時(shí)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)，目的是計(jì)算出結(jié)構(gòu)在幾種頻率下的響應(yīng)并得到一些響應(yīng)值對(duì)頻率的曲線，從而預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)的持續(xù)性動(dòng)力特性，驗(yàn)證設(shè)計(jì)是否能克服共振、疲勞以及其他受迫振動(dòng)引起的有害效果。

2.1 諧響應(yīng)分析基本理論

根據(jù)動(dòng)力學(xué)基本方程[4]

2.2 諧響應(yīng)分析載荷條件

系統(tǒng)做勻速轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，若旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)某端面存在不平衡質(zhì)量，則其會(huì)對(duì)機(jī)械系統(tǒng)產(chǎn)生簡(jiǎn)諧的激勵(lì)力，其公式可表示為：

式中， F為不平衡引起的離心力；A為幅值； m為不平衡質(zhì)量；e為不平衡質(zhì)量到回轉(zhuǎn)中心軸的距離；ω為系統(tǒng)轉(zhuǎn)速；為相位角。

直升機(jī)尾傳動(dòng)軸每端面的動(dòng)平衡值不大于50g·mm，這里取最大值。尾傳動(dòng)軸工作轉(zhuǎn)速為4009r/min，即419.8rad/s，代入式（2-3）有：

將不平衡力施加于膜片聯(lián)軸節(jié)、圓形聯(lián)軸節(jié)端面，方向相同。

2.3 諧響應(yīng)分析

在模態(tài)分析的基礎(chǔ)上，對(duì)直升機(jī)尾傳動(dòng)軸采用模態(tài)疊加法進(jìn)行諧響應(yīng)分析。

根據(jù)模態(tài)分析結(jié)果，給定頻率范圍為0Hz～200Hz，載荷子步數(shù)為50。分析得到直升機(jī)尾傳動(dòng)軸各節(jié)點(diǎn)的位移分布云圖。結(jié)合模態(tài)分析結(jié)果，在此只提取尾軸前段軸面的幅頻曲線，見圖3。

從圖3可知，對(duì)于尾軸前段軸面，第一階固有頻率振型對(duì)其影響最大，即當(dāng)頻率為99.4Hz時(shí)，最大振幅可達(dá)0.65mm。在其余前六階固有頻率內(nèi)，第四節(jié)固有頻率對(duì)前段軸面影響較大，振幅可達(dá)0.1mm。其余固有頻率對(duì)前段軸面影響較小。

3 結(jié)語(yǔ)

本文利用UG軟件建立直升機(jī)尾傳動(dòng)軸實(shí)體模型，采用ANSYS Workbench15.0軟件進(jìn)行模態(tài)，得到模型前六階固有頻率及對(duì)應(yīng)的振型，在尾傳動(dòng)軸設(shè)計(jì)過程中，應(yīng)避免激勵(lì)頻率與固有頻率接近的情況，以免發(fā)生共振。

在模態(tài)分析基礎(chǔ)上進(jìn)行了諧響應(yīng)分析，在對(duì)前段軸面的分析得到，第一階固有頻率對(duì)前段軸面的振動(dòng)影響最大，其次為第四階固有頻率，其他固有頻率影響較小，可以忽略。這一分析結(jié)果對(duì)于直升機(jī)尾傳動(dòng)軸的設(shè)計(jì)工作具有重要的參考價(jià)值，也為進(jìn)一步的動(dòng)力學(xué)分析工作打下基礎(chǔ)。

參考文獻(xiàn)

[1] 倪德，朱如鵬，靳廣虎等. 機(jī)動(dòng)飛行時(shí)直升機(jī)尾傳動(dòng)軸的橫向振動(dòng)建模與特性[J]. 振動(dòng)與沖擊，2014（7）：215～220

[2] 倪德，朱如鵬，陸鳳霞等. 考慮空間機(jī)動(dòng)飛行的直升機(jī)尾傳動(dòng)軸建模與臨界轉(zhuǎn)速分析[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2015（6）：1520～1528

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[4] 買買提明艾尼，陳華磊. ANSYS Workbench 14.0仿真技術(shù)與工程實(shí)踐[M]. 北京：清華大學(xué)出版社，2013.