動力學試驗在直升機結構維修中的應用

李奕鋒，趙 卓，伍特輝

(1.國營錦江機器廠，四川 成都 610043；2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機在使用過程中，意外碰撞、惡劣工況迫降等超出設計載荷使用的情況是客觀存在的。這些不利因素往往會對直升機造成結構損傷，甚至可能造成主要承力結構的斷裂破壞，導致直升機進行結構大修。直升機中減速器、尾減速器、傳動軸等傳動系統(tǒng)根據使用情況，達到翻修期后同樣也必須按照設計手冊進行大修。目前，針對直升機結構大修后的修復結果驗證及評估的手段主要有地面靜態(tài)測量、無損檢測、稱重、啟封調試以及試飛等。這些檢測手段能滿足修復結果驗證和評估的基本要求。

但由于旋翼、減速器及傳動軸等旋轉部件造成復雜的振動激勵環(huán)境，直升機動力學問題對結構變化非常敏感——結構變化往往會引起一系列的振動問題。這類因素是以上手段所不能檢測和評估的。因此，本文通過進行某型直升機尾部結構動力學試驗，實測修復機(尾部結構修復)與完好機的尾部結構固有模態(tài)參數和地面開車狀態(tài)下的全機振動水平，為修復機動力學狀態(tài)分析提供試驗數據及分析依據。同時，通過兩架直升機模態(tài)參數的對比可以逆向表征直升機結構差異程度，為修復機結構完整性分析提供參考。

1 模態(tài)分析方法

模態(tài)分析是結構動力學中的一種“逆問題”分析方法，它與傳統(tǒng)的以有限元為主的“正問題”方法不同，是建立在試驗(或實測)的基礎上，采用試驗與理論相結合的方法來處理工程中的振動問題。目前這一技術已發(fā)展成為解決工程中振動問題的重要手段，在機械、航空、航天、土木、建筑、造船、化工等工程領域被廣泛應用。

由于動力學問題在直升機研制和使用中的突出性，模態(tài)分析方法在直升機技術領域應用尤其廣泛。目前直升機全機模態(tài)試驗、地面共振風險評估、振動水平控制等技術手段均是以模態(tài)分析方法為基礎建立起來的。

試驗測試分析的原理模型是建立在模態(tài)分析模型分析軟件上，而模態(tài)分析的理論基礎是在機械阻抗與導納的概念上發(fā)展起來的。模態(tài)分析理論吸取振動理論、信號分析、數據處理、數理統(tǒng)計及自動控制理論中的有關內容，結合自身內容的發(fā)展，形成了一套獨特的理論，為模態(tài)分析及參數識別技術的發(fā)展奠定了理論基礎。自動控制理論中的傳遞函數(或頻率響應函數)概念的引入，對模態(tài)分析理論的發(fā)展起了很大的推進作用。通過傳遞函數，可以得到機械結構振動的固有頻率以及機械結構部分的響應變形，而固有頻率和振型一起構成機械的振動模態(tài)。人們把通過測量求取振動模態(tài)并由此進一步分析機械動態(tài)特性的方法稱為模態(tài)分析。

一般結構系統(tǒng)可以離散為一種具有

N

個自由度的線彈系統(tǒng)，其運動微分方程為：

(1)

式中質量、阻尼、剛度矩陣[

M

]、[

C

]、[

K

]為實對稱矩陣，[

M

]正定，[

C

]、[

K

]正定或半正定。[

M

]、[

C

]、[

K

]已知時，可求得一定激勵{

f

(

t

)}下的結構響應{

X

(

t

)}。方程(1)兩端經傅氏變換，可得：(

jω

)[

M

]{

X

(

ω

)}+

jω

[

C

]{

X

(

ω

)}+[

K

]{

X

(

ω

)}={

F

(

ω

)}

(2)

F

(

ω

),

X

(

ω

)分別為激振力{

f

(

t

)}和位移響應向量{

X

(

t

)}的傅氏變換：

令[

H

(

ω

)]=(-

ω

[

M

])+

jω

[

C

]+[

K

]為傳遞函數矩陣，則式(2)可以簡化為{

X

(

ω

)}=[

H

(

ω

)]{

F

(

ω

)}

(3)

對系統(tǒng)第p點進行激勵，并拾取L,p點振型元素，從而實現(xiàn)對結構的單點激勵、多點響應測量，得到傳遞函數矩陣中的某一列，進而計算出模態(tài)參數。

2 試驗設計

2.1 模態(tài)測試設計

模態(tài)測試的目的是，從測量的激勵輸入和響應輸出數據中辨識結構的數學模型和特性參數；用模態(tài)測試的結果去驗證和修正數學模型、綜合試驗模型；校核動態(tài)分析結果的有效性，檢查結構中的薄弱部位，及鑒定結構的動態(tài)特性是否符合設計要求。結構模態(tài)試驗需要計算分析的支持。在試驗前，應按實際結構的試驗狀態(tài)進行有限元分析(FEA)。其目的是預示結構的主要模態(tài)特性，為模態(tài)試驗的設計提供依據，提高試驗質量并形成所試驗結構的原始數學模型。模態(tài)測試的一個重要內容是對被試系統(tǒng)進行激勵，通過振動測試、數據采集和信號分析，由輸入和輸出確定被試結構的動特性參數。激振方式可以分為正弦掃頻和寬頻帶激振兩大類。激振方式的選擇主要考慮以下三方面的因素，即測試精度、測試速度和方便程度。直升機模態(tài)部件測試過程中三個方向激勵(航向、側向和垂向)分別進行，以突出激振方向上的直升機部件模態(tài)，避免分析頻段內的模態(tài)過多、過密，給識別模態(tài)帶來困難；另外，也有利于檢查模態(tài)的完整。

根據該型直升機尾部結構特性，選取單點脈沖激勵方式。在0～100Hz范圍內分別進行航向、垂向和側向三個方向的模態(tài)測試。根據其結構狀態(tài)和特性，選擇合適的測點布局并建立相應的測試模型。頻率響應函數矩陣由單點錘擊多點拾振的測試方法獲得，通過模態(tài)參數識別得到固有頻率、振型等測量參數。三方向測試采用單方向激勵單方向采集,后期進行模態(tài)擬合的分析方式。其試驗原理框圖見圖1，測點布局及測試模型見圖2。

圖1 模態(tài)測試原理框圖

圖2 模態(tài)測試測點布局圖及測試模型圖

2.2 振動水平測試設計

直升機在飛行過程中，其周期激勵主要是由旋翼系統(tǒng)和傳動系統(tǒng)引起的。不同型號的直升機都有其固定的工作轉速。直升機結構改變會影響振動傳遞函數，因此測試直升機關注點在額定轉速下的振動量值，不僅可以反映出該機的實際振動水平，還能反映相同型號不同架次直升機的結構差異。開展地面開車狀態(tài)下全機振動水平測量，評估因尾部結構、中減速器、尾減速器和尾傳動軸進行了大修、更換和重新裝配工作而對修復機振動水平造成的影響，對模態(tài)測試起到一定補充效用，并進一步驗證模態(tài)分析手段對直升機維修效果評價的有效性。

1)測點布置

由于直升機大修部位集中在尾部，因此振動水平測試測點對應在尾部布置。同時，考慮大修后對直升機駕駛員的振動影響，在直升機正駕駛員座椅底板布置振動測試點。具體測試點位見表1和圖3，各測點方向均為

X

,

Y

,

Z

三個方向。

表1 傳感器安裝位置及振動測量方向

圖3 振動水平測試測點布局圖

2)振源分析及技術狀態(tài)設計

某型直升機旋翼額定工作轉速為192rpm，額定轉速頻率(1

Ω

)為3.1Hz，一階通過頻率(5

Ω

)為16Hz；尾槳額定工作轉速為1120rpm，額定轉速頻率(1

Ωt

)為18.67Hz，一階通過頻率(3

Ωt

)為56Hz。

振動水平測試地面開車轉速狀態(tài)選取地慢(76%額定功率)和100%額定功率兩種。

3 試驗實施結果分析

3.1 模態(tài)測試結果

試驗采用力錘激勵方法，分別沿航向(

X

向)、側向(

Y

向)、垂向(

Z

向)三個方向對尾梁施加脈沖激勵，激勵點位置選擇在尾減速器上。測量了尾梁頻率100Hz以內主要固有模態(tài)的頻率、振型等模態(tài)參數。所測的修復機與完好機各階模態(tài)參數如表2所示。圖4為修復機與完好機典型模態(tài)振型對比圖。

圖4 修復機與完好機各階模態(tài)參數對比圖

表2 某型直升機尾部結構各階模態(tài)數據

修復機與完好機尾梁模態(tài)的頻率與振型基本一致，具體分析如下：

1)平尾局部模態(tài)的頻率與振型基本一致；頻率相差最大的模態(tài)為平尾局部模態(tài)(序號8，平尾對稱垂向一階耦合航向反對稱)頻率相差9.5%。修復機下該模態(tài)是平尾局部模態(tài)，避開了旋翼額定工作轉速下的旋翼一階通過頻率(16HZ)和尾槳一階通過頻率(56HZ)。

2)相對于完好機的尾部結構模態(tài),修復機尾部結構不存在缺失模態(tài)和多余模態(tài)，且二者各階模態(tài)對應的頻率與振型基本一致，反映出二者結構的細節(jié)一致程度高；

3)修復機尾部結構各階模態(tài)避開了某型直升機旋翼額定工作轉速下的旋翼、尾槳的各階通過頻率，與全機動力學特性匹配良好。

3.2 振動水平測試結果分析

在選取的轉速狀態(tài)下進行全機地面開車振動水平測試，測量了各測點的在關注頻率下的振動幅值，如表3所示。圖5為修復機與完好機典型測點(尾減速器機匣垂向)的振動幅-頻曲線對比圖。

圖5 典型測點的振動幅-頻曲線

表3 各測點在關注頻率下的振動幅值 單位：g

從兩架機振動數據處理結果可以看出各測點的振動特性以旋翼一階通過頻率和尾槳一階通過頻率及尾槳1

Ω

t

頻率為主，且兩架機振動水平基本相當。具體分析如下：

1)修復機與完好機的正駕駛員座椅地板處在主要振源的各階通過頻率下的振動水平均較低，且處于同一水平，修復過程未對全機引起振動增大的問題；

2)修復機與完好機的全機振動水平相當的結果對兩架機的模態(tài)基本一致且與全機動力學匹配的結果進行了有效驗證。

4 結論

本文應用動力學試驗方法對直升機結構維修后的結構一致性和動力學匹配性問題進行了研究，通過實測修復機和完好機的模態(tài)參數和振動水平，證實了該方法的有效性和可行性，具備工程實際應用價值。

1)對修復機和完好機的模態(tài)分析能夠識別結構維修帶來的振動風險，振動水平測試對該方法進行了有效的驗證，充分證實了該方法可行。

2)目前采用模態(tài)分析方法評估直升機維修后的結構完整性還存在應用樣本數量不足、數據積累偏少的問題，尤其缺少修復機與完好機不一致情況的反面案例，對模態(tài)參數定量對比還不能給出較為精確的判據，需要積累更多應用樣本和數據。

3)目前直升機結構維修中對于結構動力學的考慮還只是處于維修后的檢測驗證的逆向階段。如果動力學試驗結果暴露出振動問題，則會帶來維修過程的反復，存在維修周期和成本上的風險。因而，直升機結構維修需要引入結構動力學設計結合試驗驗證的正向方法。