機(jī)載刀形天線結(jié)構(gòu)振動(dòng)排故過(guò)程及方法

寇寶智，蘇 越，盧曉東

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安710089）

某型雙發(fā)飛機(jī)更換了安裝于左發(fā)動(dòng)機(jī)下的新型刀形天線并配裝了新型發(fā)動(dòng)機(jī)裝置，正常飛行多架次后未見異常，但在進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)科目試飛過(guò)程中，多架次飛行后檢查發(fā)現(xiàn)該刀形天線結(jié)構(gòu)根部及天線連接口蓋出現(xiàn)損壞。隨后對(duì)連接口蓋進(jìn)行結(jié)構(gòu)加強(qiáng)，更換新的天線及口蓋后，通過(guò)多架次發(fā)動(dòng)機(jī)科目試飛后發(fā)現(xiàn)天線根部有裂紋出現(xiàn)。

該刀形天線結(jié)構(gòu)異常振動(dòng)情況主要涉及的因素有新的天線結(jié)構(gòu)、安裝位置于左發(fā)動(dòng)機(jī)下的機(jī)體上以及飛行科目是發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)科目。新的天線結(jié)構(gòu)為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，天線面積較原天線有所增大，可能造成飛行中受到的氣動(dòng)力有所增大。新天線結(jié)構(gòu)安裝靠近發(fā)動(dòng)機(jī)，動(dòng)力裝置帶來(lái)的振動(dòng)載荷可能是其中的因素。發(fā)動(dòng)機(jī)試飛科目涉及各種左右發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的不同步操作，急推或急收油門桿等操作以及形成的特殊試飛動(dòng)作，可能帶來(lái)某種與發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)或飛機(jī)姿態(tài)變化引起的擾流相關(guān)的振動(dòng)突增因素。

該刀形天線設(shè)計(jì)靜強(qiáng)度及實(shí)驗(yàn)室校核的靜強(qiáng)度均較大，天線破壞是多次飛行試驗(yàn)后造成的，認(rèn)為該天線破壞并非靜強(qiáng)度不夠的問(wèn)題。飛機(jī)涉及到氣動(dòng)彈性相關(guān)問(wèn)題的結(jié)構(gòu)振動(dòng)往往破壞力大且發(fā)生迅速，如某型飛機(jī)發(fā)生的方向舵旋轉(zhuǎn)與垂尾的耦合顫振[1]。由于天線自身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，尺寸較小、剛度較大且各階模態(tài)頻率分布較遠(yuǎn)，造成自激振動(dòng)或其他的氣動(dòng)彈性問(wèn)題的可能性也較小。所以根據(jù)該刀形天線結(jié)構(gòu)破壞涉及的具體飛行狀態(tài)及飛機(jī)狀況，重點(diǎn)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)部件的機(jī)械源強(qiáng)迫振動(dòng)及飛行中特殊狀態(tài)下的強(qiáng)擾流激勵(lì)強(qiáng)迫振動(dòng)兩種情況。

1 典型振源振動(dòng)分析

飛機(jī)上的振動(dòng)載荷源主要有氣動(dòng)力源、機(jī)械源、動(dòng)力裝置源和其他動(dòng)載荷源，其中氣動(dòng)力源振動(dòng)和機(jī)械源振動(dòng)是飛機(jī)表面突出結(jié)構(gòu)排故中最常見的兩種振源。

氣動(dòng)力源振動(dòng)一般表現(xiàn)在有前方來(lái)流受到擾動(dòng)造成的結(jié)構(gòu)在氣流中的強(qiáng)迫振動(dòng)，如機(jī)翼來(lái)流、發(fā)動(dòng)機(jī)尾流對(duì)平尾或垂尾造成的擾動(dòng)。圖1 所示為某型單垂尾飛機(jī)背部減速板打開時(shí)，垂尾振動(dòng)突增的情況，正常段該垂尾尖部振動(dòng)情況及受氣流擾動(dòng)后該垂尾尖部振動(dòng)頻譜對(duì)比如圖2 所示?？梢钥闯觯摯刮踩齻€(gè)主要模態(tài)頻率的振動(dòng)量值明顯增加。

圖1 某型機(jī)減速板打開過(guò)程垂尾尖部振動(dòng)情況

圖2 正常段及受擾后垂尾尖部振動(dòng)頻譜對(duì)比

機(jī)械源振動(dòng)表現(xiàn)在機(jī)體中其他動(dòng)部件，如發(fā)動(dòng)機(jī)、減速器、螺旋槳等旋轉(zhuǎn)部件的強(qiáng)迫激勵(lì)。如某翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)民機(jī)中發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)頻率對(duì)機(jī)翼上某部件結(jié)構(gòu)造成的強(qiáng)迫振動(dòng)激勵(lì)，如圖3 所示。該機(jī)翼的這一部件中一階固有頻率為36 Hz 左右，所以當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速達(dá)到36 Hz 左右時(shí)，該部件的振動(dòng)量值有突增，且整個(gè)部件的振動(dòng)主要頻率與轉(zhuǎn)速變化基本一致。

圖3 機(jī)翼的某一部件受發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速影響振動(dòng)情況

氣動(dòng)力源造成振動(dòng)的主要振動(dòng)頻率均為結(jié)構(gòu)的固有頻率，各階振動(dòng)模態(tài)均有所增加，時(shí)域上偏隨機(jī)特征；機(jī)械源中與旋轉(zhuǎn)部件相關(guān)的振動(dòng)其振動(dòng)頻率主要與旋轉(zhuǎn)部件的工作頻率有關(guān)，且在該工作頻率接近結(jié)構(gòu)固有模態(tài)頻率時(shí)，結(jié)構(gòu)有振動(dòng)突增，響應(yīng)偏向單頻簡(jiǎn)諧振動(dòng)樣式。動(dòng)力裝置源振動(dòng)，這種情況一般在靠近動(dòng)力裝置的機(jī)艙內(nèi)、發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣內(nèi)，受發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣及尾氣影響較大的結(jié)構(gòu)部件上。一般發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)異常問(wèn)題主要是轉(zhuǎn)子、靜子碰磨造成的，與發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)變化過(guò)程相關(guān)的振動(dòng)異常問(wèn)題原因相對(duì)復(fù)雜[2]。

2 振動(dòng)排故過(guò)程及方法

地面模態(tài)試驗(yàn)作為振動(dòng)排故中常用的手段及基礎(chǔ)數(shù)據(jù)獲取方法，其能夠有效給出結(jié)構(gòu)的固有模態(tài)頻率及振形，為飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)支持。分別進(jìn)行機(jī)上配裝尺寸略大的新型天線和配裝原天線兩種配置的地面試驗(yàn)。

通過(guò)地面模態(tài)試驗(yàn)可得到該天線的主要模態(tài)頻率為一彎63.5 Hz，二彎348.1 Hz，一扭為526.4 Hz。配裝新型天線的試驗(yàn)結(jié)果類似，分別為一階彎曲模態(tài)為53.7 Hz，二階彎曲模態(tài)為356.5 Hz，一階扭轉(zhuǎn)模態(tài)為517.1 Hz。

為了保障飛行進(jìn)度和安全，不宜再次使用新的尺寸較大的天線進(jìn)行飛行測(cè)試，安裝原小型天線進(jìn)行飛行測(cè)試，從地面試驗(yàn)結(jié)果可以看出，兩個(gè)天線固有頻率基本分布變化不大，對(duì)振動(dòng)異常發(fā)生機(jī)理的探索是沒(méi)有太大影響的?？紤]天線的安裝結(jié)構(gòu)特征，在天線底板內(nèi)側(cè)安裝法向振動(dòng)傳感器，作為一種振動(dòng)變化的參數(shù)來(lái)反映整個(gè)天線及底板系統(tǒng)的振動(dòng)量值。

重復(fù)故障發(fā)生前發(fā)動(dòng)機(jī)科目相關(guān)飛行試驗(yàn)，選取飛行高度10 km、馬赫數(shù)0.7 的正常段及突增段兩段振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析，如圖4 所示?？梢园l(fā)現(xiàn)頻域上低頻段69.1 Hz 頻率左右的振動(dòng)量值明顯增大。這一頻率與地面試驗(yàn)結(jié)果中天線一階彎曲模態(tài)頻率63.5 Hz 較為接近，考慮飛行中的氣動(dòng)剛度影響，一般一階彎曲模態(tài)頻率都會(huì)升高，二者比較吻合。這種情況與氣動(dòng)源誘發(fā)的振動(dòng)情況類似，考慮低頻模態(tài)振動(dòng)增大更易造成結(jié)構(gòu)損壞，所以重點(diǎn)考慮該一階彎曲模態(tài)，以69 Hz 左右頻譜量值為天線整體振動(dòng)量值參考指標(biāo)。

圖4 10 km、0.7 馬赫正常段及突增段振動(dòng)頻域?qū)Ρ葓D

為了進(jìn)一步明確誘發(fā)振動(dòng)異常的機(jī)理，對(duì)具體的典型整架次數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，該架次從地面準(zhǔn)備開車到降落停車總計(jì)約60 多分鐘。重點(diǎn)分析69 Hz 左右振動(dòng)量值與氣動(dòng)角、氣壓高度、馬赫數(shù)和左/右發(fā)動(dòng)機(jī)的油門桿位置、高壓轉(zhuǎn)速、低壓轉(zhuǎn)速這些參數(shù)之間的聯(lián)系。

飛行時(shí)間段13～56 min 之間氣動(dòng)夾角與振動(dòng)量值之間的關(guān)系如圖5 所示。振動(dòng)量值與側(cè)滑角與迎角的變化均沒(méi)有強(qiáng)的線性關(guān)系，所以氣動(dòng)角引起的天線相對(duì)來(lái)流的姿態(tài)變化對(duì)振動(dòng)量值影響不大。

圖5 整架次飛行中側(cè)滑角、迎角與振動(dòng)量值對(duì)比

選取該典型發(fā)動(dòng)機(jī)科目試飛整架次中氣壓高度、馬赫數(shù)、左右油門桿位置、左右發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、左右發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速作為參考因素分析整架次天線振動(dòng)量值的變化，如圖6 所示。針對(duì)圖中標(biāo)出振動(dòng)量值突然變大的6 處情況進(jìn)行分析。全程左、右發(fā)動(dòng)機(jī)高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速最低在202 Hz 左右，左、右發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速最低在77 Hz 左右，且只持續(xù)在起飛著陸階段，其他飛行階段內(nèi)振動(dòng)量值突增的時(shí)間段內(nèi)轉(zhuǎn)速均遠(yuǎn)大于77 Hz，所以可以排除發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)部件為振動(dòng)源而形成強(qiáng)迫振動(dòng)這一因素。

圖6 整架次飛行中氣壓高度、馬赫數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)參數(shù)與振動(dòng)量值對(duì)比圖

第一處振動(dòng)量值突增發(fā)生在12～13 min 之間，為飛機(jī)開車、加油門、滑跑起飛階段，在地面與飛機(jī)間有較強(qiáng)擾流，天線安裝于機(jī)腹左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)下，所以造成振動(dòng)量值突增，隨著脫離地面，這種影響因素消失，振動(dòng)量值迅速衰減。

第二處振動(dòng)量值突增發(fā)生在18～20 min 之間，為發(fā)動(dòng)機(jī)試飛科目動(dòng)作內(nèi)容。在18 min 處保持右發(fā)油門不變，迅速收左發(fā)油門，此時(shí)左發(fā)動(dòng)機(jī)高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速迅速降低，右發(fā)動(dòng)機(jī)保持，振動(dòng)量值突增，在20 min 隨著馬赫數(shù)的降低，動(dòng)壓的降低造成擾流能量的降低，振動(dòng)量值迅速減小。

第三處振動(dòng)量值突增發(fā)生在28～31 min 之間，為發(fā)動(dòng)機(jī)試飛科目動(dòng)作內(nèi)容。在28 min 處保持右發(fā)油門不變，迅速收左發(fā)油門，此時(shí)左發(fā)動(dòng)機(jī)高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速迅速降低，右發(fā)動(dòng)機(jī)保持，振動(dòng)量值突增；在31 min 推左發(fā)油門，同時(shí)收右發(fā)油門，振動(dòng)量值突然減弱。這段數(shù)據(jù)高度及馬赫數(shù)均保持不變，馬赫數(shù)較大，動(dòng)壓較大。

第四處振動(dòng)量值突增發(fā)生在39～48 min 之間，為發(fā)動(dòng)機(jī)試飛科目動(dòng)作內(nèi)容。在36.5 min 處迅速推左發(fā)油門，收右發(fā)油門，振動(dòng)量值未有增加；在39.5 min 收左發(fā)油門，同時(shí)推右發(fā)油門，振動(dòng)量值突增，此段持續(xù)到42 min。在42 min試飛動(dòng)作結(jié)束，同時(shí)收左、右發(fā)油門，且降低高度和速度，振動(dòng)量值持續(xù)保持一段較大水平后，在46 min 和48 min 推兩次左、右發(fā)油門，保持飛機(jī)在較低馬赫數(shù)飛行，此時(shí)振動(dòng)量值逐漸減弱到正常水平。

第五處振動(dòng)量值突增發(fā)生在50～53 min 之間，為正常減速降高度準(zhǔn)備著陸階段。在50 min 左右同時(shí)略收左、右發(fā)動(dòng)機(jī)油門，保持左、右發(fā)動(dòng)機(jī)油門同步，此時(shí)振動(dòng)量值有所增加，但增幅較前幾處量值很小，這與發(fā)動(dòng)機(jī)油門收的大小和較低馬赫數(shù)有關(guān)。

第六處振動(dòng)量值突增發(fā)生在54.5～56.5 min 之間，為著陸滑跑階段。在54.5 min 開始調(diào)整飛機(jī)降落狀態(tài)，左、右發(fā)動(dòng)機(jī)油門有連續(xù)的變化，且和第一處情況類似，靠近地面，機(jī)腹擾流較強(qiáng)，此時(shí)振動(dòng)量值有所增加，但增幅量值較小。

綜上所述，較大速壓和左發(fā)突收油門這兩個(gè)直接因素造成強(qiáng)氣流擾動(dòng)，形成了天線結(jié)構(gòu)的強(qiáng)迫振動(dòng)量值突增。天線結(jié)構(gòu)安裝于左發(fā)動(dòng)機(jī)下沿左發(fā)進(jìn)氣口來(lái)流方向，左發(fā)突收油門，進(jìn)氣道口強(qiáng)氣流擾動(dòng)會(huì)打到天線上形成振動(dòng)突增。以上分析是在原較小尺寸面積天線通過(guò)地面及飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)上得出，而新天線尺寸有所增大，受氣流擾動(dòng)時(shí)，受載就會(huì)更大，振動(dòng)環(huán)境就會(huì)更加惡劣，多批次的強(qiáng)振動(dòng)最終造成了天線結(jié)構(gòu)及安裝底板的損壞。

3 結(jié)論

本次機(jī)載刀形天線振動(dòng)異常是由氣流擾動(dòng)引起的，振動(dòng)響應(yīng)表現(xiàn)為結(jié)構(gòu)主要模態(tài)振動(dòng)量值均有所增大，振動(dòng)量值受動(dòng)壓影響比較大。通過(guò)典型整架次飛行參數(shù)與振動(dòng)量值相關(guān)性對(duì)比分析推測(cè)本次天線振動(dòng)異常與左發(fā)動(dòng)機(jī)突收油門有密切關(guān)系。

建議設(shè)計(jì)類似機(jī)載刀形天線結(jié)構(gòu)的機(jī)體突出結(jié)構(gòu)，除考慮功能實(shí)現(xiàn)效果，還需考慮特殊工況下前方有強(qiáng)擾流的結(jié)構(gòu)承載情況。