直升機(jī)操縱臺(tái)振動(dòng)異常解決方案

黃玉平 陳 浩

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333000）

0 引言

由于直升機(jī)構(gòu)型的特殊性，因此振動(dòng)問(wèn)題是伴隨直升機(jī)的永恒話題[1]。過(guò)度振動(dòng)會(huì)降低結(jié)構(gòu)的可靠性，縮短它的使用壽命，從而影響飛行安全。此外，過(guò)度振動(dòng)還會(huì)惡化儀表設(shè)備的使用環(huán)境，影響設(shè)備的使用效能，并增加乘員的工作負(fù)荷。因此，振動(dòng)水平影響了直升機(jī)的性能、可靠性、舒適性以及安全性等多項(xiàng)指標(biāo)，是決定直升機(jī)品質(zhì)的關(guān)鍵因素之一。

對(duì)直升機(jī)平臺(tái)來(lái)說(shuō)，其結(jié)構(gòu)的振動(dòng)水平是由振源特性和結(jié)構(gòu)安裝動(dòng)力特性所決定的。直升機(jī)上的振源主要是來(lái)自主旋翼的一階通過(guò)頻率，而結(jié)構(gòu)安裝動(dòng)力特性則與結(jié)構(gòu)的幾何尺寸、材料以及安裝方式等密切相關(guān)。當(dāng)振源的激振頻率與結(jié)構(gòu)安裝的固有頻率接近時(shí)，就會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生較大的振動(dòng)，甚至?xí)霈F(xiàn)共振的現(xiàn)象。

該文針對(duì)某型機(jī)操縱臺(tái)存在振動(dòng)偏大的問(wèn)題，基于有限元軟件NASTRAN[2]對(duì)其裝機(jī)動(dòng)特性進(jìn)行固有特性計(jì)算，并通過(guò)裝機(jī)動(dòng)特性試驗(yàn)的綜合計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)，給出了操縱臺(tái)振動(dòng)偏大的原因。在該基礎(chǔ)上，對(duì)操縱臺(tái)進(jìn)行有針對(duì)性的結(jié)構(gòu)改進(jìn)，通過(guò)對(duì)改進(jìn)方案進(jìn)行動(dòng)特性計(jì)算，并根據(jù)最小增重等原則，優(yōu)選出最終的改進(jìn)方案。通過(guò)動(dòng)特性試驗(yàn)和試飛驗(yàn)證，表明該方案較好地解決了操縱臺(tái)振動(dòng)偏大的問(wèn)題。該研究對(duì)解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題具有較高的參考價(jià)值。

1 初始狀態(tài)操縱臺(tái)動(dòng)特性研究

1.1 結(jié)構(gòu)動(dòng)特性分析理論

在工程中，對(duì)于具有連續(xù)分布質(zhì)量剛度和阻尼的實(shí)際結(jié)構(gòu)，可以根據(jù)精度需要并利用有限元的方法，將其簡(jiǎn)化成有限自由度系統(tǒng)，有限自由度系統(tǒng)的振動(dòng)微分方程如公式（1）所示。

式中：M為系統(tǒng)的質(zhì)量矩陣；C為黏性阻尼系數(shù)矩陣；K為系統(tǒng)剛度矩陣；F為外加激振力矩陣；X、和分別為系統(tǒng)的位移、速度和加速度矩陣。

當(dāng)外加激振力矩陣F為0時(shí)，求解上述微分方程，就是求解系統(tǒng)的固有特性。求解上述微分方程的過(guò)程最終歸結(jié)為求解特征值的過(guò)程。通過(guò)求解特征值和特征向量，得到系統(tǒng)的固有頻率和固有振型，也就是系統(tǒng)的動(dòng)特性。

1.2 動(dòng)特性有限元計(jì)算

根據(jù)操縱臺(tái)的三維模型，使用PATRAN進(jìn)行建模[2]，得到有限元模型，如圖1所示。根據(jù)操縱臺(tái)箱體的特點(diǎn)，箱體壁板采用Shell單元，指定壁板的實(shí)際厚度，壁板的材料為7050鋁；壁板上的加強(qiáng)筋采用Beam單元，單元截面為加強(qiáng)筋的實(shí)際截面，加強(qiáng)筋的材料為7050鋁；操縱臺(tái)內(nèi)的設(shè)備則在設(shè)備重心處建立CONM2單元，指定設(shè)備的實(shí)際質(zhì)量，并按照設(shè)備實(shí)際的安裝位置建立RBE2連接。

圖1 有限元模型

模型信息統(tǒng)計(jì)見(jiàn)表1。從表1中可以看出，模型中的四邊形Shell單元占比為97.6%，可以較好地描述操縱臺(tái)的結(jié)構(gòu)。

表1 模型信息統(tǒng)計(jì)

根據(jù)操縱臺(tái)與駕駛艙的實(shí)際連接位置，給有限元模型相應(yīng)位置的單元節(jié)點(diǎn)施加3個(gè)平動(dòng)方向上的約束，并使用103正則模態(tài)模塊進(jìn)行求解，得到操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率為25.719 Hz，模態(tài)振型如圖2所示。由圖2可以看出，操縱臺(tái)上側(cè)的模態(tài)位移較大，在上側(cè)中部位置的模態(tài)位移最大。

操縱臺(tái)安裝在駕駛艙內(nèi)，該位置的主要振源為主旋翼的一階通過(guò)頻率[3]。計(jì)算得到的操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率與該頻率靠近，從而可能引起較大的振動(dòng)，這可能是該型機(jī)在飛行過(guò)程中操縱臺(tái)出現(xiàn)振動(dòng)偏大問(wèn)題的根本原因。

1.3 裝機(jī)動(dòng)特性試驗(yàn)

為了查明操縱臺(tái)振動(dòng)偏大問(wèn)題的原因，進(jìn)一步掌握操縱臺(tái)的動(dòng)特性并驗(yàn)證動(dòng)特性的計(jì)算結(jié)果，研究人員對(duì)3架該型機(jī)開(kāi)展動(dòng)特性試驗(yàn)。采用力錘激勵(lì)方法[4]，單向激勵(lì)、單向拾振，實(shí)測(cè)操縱臺(tái)在60 Hz內(nèi)各階的固有頻率、振型及阻尼等模態(tài)參數(shù)。振動(dòng)傳感器的位置如圖3所示。

圖2 操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)

圖3 振動(dòng)傳感器布置圖

通過(guò)使用力錘對(duì)操縱臺(tái)11#點(diǎn)進(jìn)行Y向敲擊，測(cè)得操縱臺(tái)上所布設(shè)的11個(gè)測(cè)點(diǎn)的Y向典型頻響曲線如圖4所示；由圖4可以看出，11個(gè)測(cè)點(diǎn)的Y向典型頻響曲線在25.00 Hz附近存在峰值。對(duì)11個(gè)測(cè)點(diǎn)的Y向典型頻響曲線進(jìn)行擬合，得到操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率及阻尼，具體數(shù)據(jù)見(jiàn)表2，典型模態(tài)振型如圖5所示。由圖5可以看出，操縱臺(tái)上側(cè)的模態(tài)位移較大，該結(jié)果與計(jì)算結(jié)果吻合。

表2 操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率及阻尼

圖4 操縱臺(tái)Y向的典型頻響曲線

由試驗(yàn)結(jié)果可知：1） 操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率靠近主旋翼一階通過(guò)頻率，各架機(jī)的靠近程度有所差異。2） 操縱臺(tái)的動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果與該型機(jī)操縱臺(tái)的實(shí)際模態(tài)符合程度較好，頻率偏差小于2.9%。3） 該型機(jī)操縱臺(tái)出現(xiàn)振動(dòng)偏大問(wèn)題的根本原因是操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率靠近主旋翼一階通過(guò)頻率。

圖5 操縱臺(tái)Y向的典型振型圖

2 操縱臺(tái)結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案研究

在對(duì)初始狀態(tài)下的操縱臺(tái)進(jìn)行動(dòng)特性計(jì)算和試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，確定了操縱臺(tái)出現(xiàn)振動(dòng)偏大問(wèn)題的原因，由此進(jìn)行對(duì)操縱臺(tái)結(jié)構(gòu)改進(jìn)方案的研究。

2.1 改進(jìn)方案動(dòng)特性計(jì)算

為了避開(kāi)主旋翼一階通過(guò)頻率，應(yīng)該提高或降低操縱臺(tái)Y向的剛度，而降低剛度可能會(huì)不符合其他設(shè)計(jì)的要求，因此采用提高操縱臺(tái)Y向剛度的方法，根據(jù)動(dòng)力學(xué)的設(shè)計(jì)要求[5]，需要將操縱臺(tái)Y向一階固有頻率提高到一定頻率以上。

在操縱臺(tái)（原始狀態(tài)下）有限元模型的基礎(chǔ)上，對(duì)增加操縱臺(tái)左右兩側(cè)壁板厚度、在不同位置增加不同厚度不同類型的隔板（如圖6所示）等改進(jìn)方案進(jìn)行計(jì)算，其中前隔板安裝位置為圖3中沿著測(cè)點(diǎn)4#、5#、6#所在位置，而后隔板安裝位置為沿著測(cè)點(diǎn)7#、8#、9#所在位置，得到了改進(jìn)后的操縱臺(tái)Y向一階固有頻率，具體數(shù)據(jù)見(jiàn)表3，典型振型圖如圖7所示。從表3和圖7中可以看出，結(jié)構(gòu)改進(jìn)后的操縱臺(tái)Y向一階固有頻率得到了不同程度的提高，模態(tài)位移也發(fā)生了相應(yīng)的改變，模態(tài)位移的分布更加合理。

計(jì)算結(jié)果表明：1） 增加操縱臺(tái)兩側(cè)壁板和隔板的厚度，會(huì)提升整個(gè)操縱臺(tái)Y向的剛度，使一階模態(tài)頻率上移。2）在隔板厚度相同的情況下，整個(gè)操縱臺(tái)Y向的剛度呈現(xiàn)出加后隔板＜加前隔板＜增加前、后隔板的情況，即提升整個(gè)操縱臺(tái)Y向剛度的效果為加后隔板＜加前隔板＜增加前、后隔板。3） 與操縱臺(tái)原始狀態(tài)和加厚左右兩側(cè)壁板的方案相比，在不同位置增加不同類型隔板的方案具有更合理的載荷和振動(dòng)傳遞路徑，在改進(jìn)后的操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率下，各位置的模態(tài)位移更小，整體模態(tài)振型得到了優(yōu)化。

根據(jù)動(dòng)力學(xué)的設(shè)計(jì)要求，可行的改進(jìn)方案為：1） 增加厚度為1 mm以上的雙隔板。2） 增加厚度為1.5 mm以上的前隔板。3） 兩側(cè)壁板均加厚2 mm以上。

2.2 改進(jìn)方案動(dòng)特性試驗(yàn)

根據(jù)改進(jìn)方案的計(jì)算結(jié)果，根據(jù)工藝性要求和重量增加最小原則，選擇裝1.5 mm前隔板B的改進(jìn)方案，并在2架直升機(jī)的操縱臺(tái)加裝1.5 mm前隔板B的狀態(tài)下開(kāi)展的動(dòng)特性試驗(yàn)，傳感器布置、試驗(yàn)方法等與初始狀態(tài)操縱臺(tái)動(dòng)特性試驗(yàn)一致，測(cè)得操縱臺(tái)Y向典型頻響曲線如圖8所示，由圖8可以看出11個(gè)測(cè)點(diǎn)的Y向典型頻響曲線在28.40 Hz附近存在峰值。對(duì)11個(gè)測(cè)點(diǎn)的Y向典型頻響曲線進(jìn)行擬合，得到操縱臺(tái)Y向一階模態(tài)頻率及阻尼，具體數(shù)據(jù)見(jiàn)表4，典型模態(tài)振型如圖9所示。由圖9可以看出，操縱臺(tái)上側(cè)的模態(tài)位移較大，該結(jié)果與改進(jìn)后的計(jì)算結(jié)果吻合。

表3 改進(jìn)方案的計(jì)算結(jié)果

圖6 不同類型隔板圖

試驗(yàn)結(jié)果表明，在操縱臺(tái)裝1.5 mm的前隔板B后，Y向一階固有頻率已經(jīng)避開(kāi)主旋翼一階通過(guò)頻率，能夠滿足動(dòng)力學(xué)的設(shè)計(jì)要求。

表4 操縱臺(tái)Y向一階固有頻率

2.3 試飛驗(yàn)證

經(jīng)過(guò)試飛驗(yàn)證可知，在操縱臺(tái)加裝1.5 mm的前隔板B后，操縱臺(tái)的振動(dòng)明顯減小，振動(dòng)問(wèn)題得到了解決。

3 結(jié)語(yǔ)

圖7 典型振型圖

圖8 操縱臺(tái)Y向典型頻響曲線圖

圖9 操縱臺(tái)Y向典型頻響曲線

通過(guò)對(duì)操縱臺(tái)及其改進(jìn)方案的動(dòng)特性進(jìn)行研究，分析其與主旋翼一階通過(guò)頻率的關(guān)系，得到如下結(jié)論：1） 操縱臺(tái)出現(xiàn)振動(dòng)偏大的根本原因是操縱臺(tái)Y向一階固有頻率靠近主旋翼一階通過(guò)頻率。2） 結(jié)構(gòu)改進(jìn)后，操縱臺(tái)Y向一階固有頻率避開(kāi)了主旋翼一階通過(guò)頻率，較好地解決了操縱臺(tái)振動(dòng)偏大的問(wèn)題。3） 當(dāng)需要提高局部結(jié)構(gòu)的剛度時(shí)，改變?cè)械慕Y(jié)構(gòu)形式，可以優(yōu)化它的載荷和振動(dòng)傳遞路徑，該方法比加強(qiáng)原結(jié)構(gòu)的效果更好、效率也更高。