某直升機消速下滑振動問題分析與研究

汪亞龍 王文濤

摘 要：某直升機在消速下滑過程中駕駛艙位置振動偏大，消速過程振動增大出現(xiàn)在速度80-30km/h間，在其他速度段振動未出現(xiàn)振動偏大現(xiàn)象。通過結構分析，并結合振動數(shù)據(jù)分析及動特性試驗結果對產(chǎn)生振動偏大問題進行定位，提出結構改進措施，同時建立有限元模型對改進措施進行仿真分析，對部件的安裝結構進行動力學優(yōu)化設計，并通過試驗、試飛驗證，表明了改進措施的有效性。

關鍵詞：直升機;消速下滑;振動問題

中圖分類號：V212.4 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2020）02-0068-02

0 引言

振動是直升機動力學核心問題之一，與飛機不同的是，直升機在飛行過程中始終要承受持續(xù)的周期性的振動，直升機的主要振源包括旋翼、尾槳、發(fā)動機、傳動軸等旋轉部件引起的周期激勵以及復雜氣動環(huán)境中的隨機激勵。振動不僅會影響機組、乘員的效率及舒適性，還會引起結構的疲勞、降低設備的可靠性及飛行安全[1-2]。

對駕駛艙而言，主旋翼轉速頻率1Ω、主旋翼一階通過頻率kΩ（k為槳葉片數(shù)）及其倍頻NkΩ為其主要的振動源[1-3]。對于新研制直升機經(jīng)常會出現(xiàn)振動偏大的問題，其主要原因與該位置部件安裝動力學特性有較大的關聯(lián)性[2]。在直升機飛行過程中前機身處于主旋翼影響區(qū)域內(nèi)，當前機身部件安裝動力學特性靠近主旋翼一階通過頻率，就會出現(xiàn)前機身局部區(qū)域振動偏大的現(xiàn)象[1-2]。

本文針對某直升機在速度80-30km/h消速下滑過程中振動問題，通過結構分析、有限元仿真模擬、試驗驗證等手段，對振動產(chǎn)生問題的機理進行分析并對部件安裝結構進行動力學優(yōu)化設計，提出改進措施，通過試驗、試飛驗證，表明了改進措施的有效性，為后續(xù)同樣類型的問題提供解決思路和方法。

1 問題描述

某直升機某架機在執(zhí)行試飛科目過程中，機組人員反應，消速下降過程中，速度80-30km/h消速過程中駕駛員位置處振動偏大，從大速度消速至80km/h時振動突然明顯增大，當速度小于30km/h后振動快速收斂至消失，無發(fā)散趨勢。

選取典型架次駕駛員座椅地板處實測振動加速度數(shù)據(jù)進行分析，并且對加速度數(shù)據(jù)進行FFT處理分析[4]，未出現(xiàn)其它異常頻率，駕駛艙振動增大以該型機一階通過頻率kΩ為主，連續(xù)譜圖如圖1所示，紅色虛線區(qū)域為80-30km/h消速下滑過程 ，明顯發(fā)現(xiàn)駕駛員處kΩ振動水平大于平飛振動水平，垂向振動量值最大0.47g，見表1，中機身、過渡段、尾端等位置處測點的振動水平未出現(xiàn)明顯增大現(xiàn)象。

2 問題分析

直升機的振動水平主要與旋翼的振動載荷及機體的模態(tài)特性有關[1]，造成消速下滑振動偏大的主要原因主要有兩個方面：直升機消速下滑過程中，旋翼氣動力對機身的激勵增大，導致機上振動水平相比平飛等穩(wěn)定狀態(tài)大;機體結構整體或局部安裝動特性不理想會進一步加大機上振動水平。

80-30km/h消速下滑過程中，中機身、過渡段、尾端等位置處測點的振動水平并未出現(xiàn)明顯增大現(xiàn)象，分析振動增大與前機身部件安裝特性有關，對前機身安裝的設備進行檢查分析，認為導致消速下滑振動過大的原因可能由觀瞄、雷達安裝動力學特性配置不合理導致。

為進一步驗證觀瞄、雷達安裝固有頻率是否避開一階通過頻率，對觀瞄及雷達安裝進行模態(tài)試驗。采用力錘脈沖激勵法進行模態(tài)試驗，獲得雷達、觀瞄安裝結構的主要模態(tài)參數(shù)，表2所示，試驗結果表明：雷達安裝結構的固有頻率均避開旋翼一階通過頻率kΩ足夠遠，觀瞄安裝結構的固有頻率21.12Hz未避開旋翼一階通過頻率kΩ，通過模態(tài)試驗結果分析可以確定，消速下滑振動問題產(chǎn)生的原因為觀瞄安裝動力學特性配置不合理，導致觀瞄安裝處明顯放大了駕駛員地板的振動水平。

3.2 觀模態(tài)計算

為進一步進行分析振動問題機理及調頻，采用軟件patran建立觀瞄安裝結構動力學模型。為減小計算誤差，將觀瞄安裝處的設備盡量考慮到模型里邊，雷達安裝在1號梁的頂部，觀瞄安裝在1號梁的底部，模型主要包括前機身底部構件，采用殼元模擬，連接采用鉚釘元模擬。在2號梁處施加X、Y兩個方向的位移約束，在1框上施加X、Y、Z三個方向的位移約束。雷達及觀瞄的重量、重心簡化為集中質量，附加到兩者的安裝支架上，動力學模型如圖2所示。采用Nastran計算。

對比觀瞄安裝結構動特性試驗及計算結果，各階振型非常一致，由于結構及材料非線性、接觸等影響因素，固有頻率計算結果與試驗結果會出現(xiàn)差別，側向計算結果比試驗結果大約高4.7%，垂向計算結果比試驗結果大約高7.7%，通過工程經(jīng)驗，計算結果誤差在可允許范圍之內(nèi)，可進一步采用有限元模型進行調頻，如圖3所示。

4 改進措施及驗證

4.1 改進措施

觀瞄安裝在前隔框、后隔框、1號梁上，1號梁及前隔框未與前機身前緣連接，1號梁截止1框處，其結構呈懸臂梁形式，從計算結果看出觀瞄安裝結構一階扭轉模態(tài)靠近一階通過頻率，根據(jù)動力學設計要求，一般要求主要固有頻率需避開主旋翼kΩ激勵頻率足夠遠。根據(jù)結構的分析，需提高觀瞄安裝結構的扭轉剛度，制定的改進措施為在1號梁與2號梁之間增加三角形角盒來增加局部剛度，詳細結構如圖4所示。

改進后側向模態(tài)的固有頻率為28.64Hz提高了28%，根據(jù)初始狀態(tài)動特性試驗數(shù)據(jù)與計算結果差值，更改后觀瞄安裝結構側向模態(tài)下的頻率大約為27.1Hz，垂向模態(tài)固有頻率為19.6Hz，改進后動特性計算結果避開主旋翼kΩ足夠遠，滿足動力學設計而要求，如圖5所示。

4.2 試飛驗證

為進一步驗證改進措施的有效性，1號梁與2號梁之間增加角盒后在多架次試飛過程中進行了消速下滑試飛科目驗證，試飛數(shù)據(jù)如表3所示，結果表明，改進后80-30km/h消速下滑振動明顯減小，垂向振動水平最大0.23g，比初始狀態(tài)振動水平0.47g減小一倍，同時機組反應消速下滑過程振動現(xiàn)象消失，消速下滑振動問題得以有效解決。

5 結語

本文通過某直升機消速下滑振動問題的分析、解決過程及驗證結果表明：直升機機體及機上部件安裝的動力學設計是非常必要的，借助動力學設計手段能夠快速分析振動問題產(chǎn)生的原因并制定合理且有效的改進措施，同時為后續(xù)此類問題的解決提供思路。

參考文獻

[1] 航空航天工業(yè)部科學技術研究院.直升機動力學手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1991.

[2] 張曉谷.直升機動力學設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，1995.

[3] GJB720A.5-2012.軍用直升機強度和剛度規(guī)范-振動、機械及氣動彈性不穩(wěn)定性[S].國防科學技術工業(yè)委員會，2012.

[4] 胡海巖，孫久厚，陳懷海，等.機械振動與沖擊[M].北京：航空工業(yè)出版社，1998.