某無(wú)人直升機(jī)機(jī)身框架動(dòng)力學(xué)計(jì)算與試驗(yàn)研究

謝勤偉，姜年朝,，周光明，張遜，王克選,張志清

(1.總參六十所，南京 210016；2.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016)

直升機(jī)機(jī)身框架支持和固定發(fā)動(dòng)機(jī)、主尾減速器、旋翼和起落裝置等部件，具有承載和傳力作用[1,2]。直升機(jī)在工作過(guò)程中，旋翼、尾槳等動(dòng)部件產(chǎn)生的載荷均為交變載荷，這些載荷會(huì)傳給機(jī)身框架，引起機(jī)身框架振動(dòng)，振動(dòng)過(guò)大不僅影響直升機(jī)的使用，而且會(huì)使機(jī)身框架產(chǎn)生疲勞[3,4]。因此，必須采取措施，降低機(jī)身框架振動(dòng)水平。機(jī)身框架對(duì)旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)等產(chǎn)生的激振力的響應(yīng)取決于機(jī)身框架本身的固有頻率，框架的固有頻率越接近激振力的頻率，產(chǎn)生的振動(dòng)響應(yīng)就越大。因此，合理設(shè)計(jì)機(jī)身框架的固有頻率，使其盡可能避開(kāi)旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)的額定轉(zhuǎn)速，從而能減小直升機(jī)的振動(dòng)[4,5]。

某無(wú)人直升機(jī)是有人直升機(jī)改裝而成。改裝過(guò)程中，主要去除座艙等與有人駕駛相關(guān)的結(jié)構(gòu)，對(duì)主旋翼操縱系統(tǒng)、尾槳操縱系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)操縱系統(tǒng)進(jìn)行無(wú)人機(jī)化改造，在機(jī)身框架上布置航電系統(tǒng)、任務(wù)載荷、油箱等結(jié)構(gòu)。這些改裝必然導(dǎo)致直升機(jī)的固有特性改變，特別是布置在機(jī)身框架上的任務(wù)載荷等集中質(zhì)量的結(jié)構(gòu)會(huì)對(duì)機(jī)身框架的固有特性產(chǎn)生較大影響。因此，需對(duì)機(jī)身框架進(jìn)行有限元?jiǎng)恿W(xué)分析，準(zhǔn)確預(yù)估改裝后機(jī)身框架的振動(dòng)水平[6,7]，為合理布置航電系統(tǒng)、任務(wù)載荷、油箱等提供依據(jù)，也為采取減振、隔振措施提供設(shè)計(jì)參考。

本文利用空間梁?jiǎn)卧M機(jī)身框架的空間鋼管結(jié)構(gòu)，機(jī)身框架與其它部件的連接邊界條件采用Bush單元模擬，飛控箱等航電系統(tǒng)、舵機(jī)、任務(wù)載荷、油箱等構(gòu)件用集中質(zhì)量單元來(lái)模擬，建立機(jī)身框架的整體動(dòng)力學(xué)有限元模型，計(jì)算了自由―自由狀態(tài)的固有頻率和振型。采用激振器隨機(jī)信號(hào)激振方式對(duì)機(jī)身框架自由―自由狀態(tài)進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，檢驗(yàn)和修正建立的機(jī)身框架動(dòng)力學(xué)模型，建立的有限元模型也可為整機(jī)動(dòng)力學(xué)模型建立提供參考。

1 機(jī)身框架有限元計(jì)算

1.1 機(jī)身框架有限元模型

該無(wú)人直升機(jī)機(jī)身框架結(jié)構(gòu)是由無(wú)縫鋼管焊接而成，從承力形式來(lái)看，是空間桁架結(jié)構(gòu)，如圖1所示。機(jī)身框架與其它部件的連接點(diǎn)均設(shè)在空間桁架的節(jié)點(diǎn)上，桿件以軸向力的形式承受載荷，由縱向桿件組成的桁架承受彎矩，側(cè)面的平面桁架承受剪力，空間桁架承受扭矩，這樣機(jī)身框架就能承受彎矩、剪力和扭矩。

圖1 機(jī)身框架結(jié)構(gòu)圖Fig.1 The structural model of fuselage frame

有限元建模時(shí)，機(jī)身框架結(jié)構(gòu)采用空間梁?jiǎn)卧M，機(jī)身框架與起落架的連接螺栓、起落架橫桿中間的過(guò)渡配合連接結(jié)構(gòu)以及尾撐桿與機(jī)身框架間的連接，均采用Bush單元模擬?？蚣苌系穆菟ㄗ?、飛控箱、舵機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)、離合器等構(gòu)件按照集中質(zhì)量處理，如圖2所示，機(jī)身框架有限元模型共劃分1 682個(gè)單元。

圖2 機(jī)身框架主要質(zhì)量點(diǎn)分布圖Fig.2 The structural mass distribution of fuselage frame

1.2 機(jī)身框架動(dòng)力學(xué)計(jì)算

動(dòng)力學(xué)計(jì)算時(shí)，機(jī)身框架材料的力學(xué)參數(shù)如表1所示。在自由―自由狀態(tài)下，計(jì)算得到的框架的前6階固有頻率，如表2所示。

表1 機(jī)身框架材料的力學(xué)參數(shù)Tab.1 The mechanical parameters of materials about fuselage frame

表2 機(jī)身框架前6階固有頻率Tab.2 Six-order natural frequencies of fuselage frame

2 機(jī)身框架模態(tài)試驗(yàn)

2.1 模態(tài)參數(shù)識(shí)別[8]

通過(guò)振動(dòng)模態(tài)試驗(yàn)獲得機(jī)身框架的模態(tài)參數(shù)（固有頻率、阻尼比和振型），識(shí)別機(jī)身框架自由－自由狀態(tài)模態(tài)參數(shù)。本文采用頻域法識(shí)別框架的模態(tài)參數(shù)。模態(tài)參數(shù)識(shí)別分三步進(jìn)行：第一步是通過(guò)激振、測(cè)量與信號(hào)分析，獲得頻響函數(shù)矩陣；第二步是對(duì)頻響函數(shù)進(jìn)行曲線擬合，確定系統(tǒng)各階模態(tài)的極點(diǎn)和留數(shù)；第三步是由極點(diǎn)和留數(shù)計(jì)算模態(tài)頻率、阻尼比和振型等模態(tài)參數(shù)。

2.2 機(jī)身框架模態(tài)試驗(yàn)

機(jī)身框架模態(tài)試驗(yàn)設(shè)備主要包含：1）VXI動(dòng)態(tài)信號(hào)分析系統(tǒng)；2)Labwork ET-139激振器及其功率放大器；3）PCB 086 B 03力錘；4）PCB M 356 A16三向加速度傳感器；5）I-deas模態(tài)分析軟件。機(jī)身框架模態(tài)試驗(yàn)采用激振器隨機(jī)信號(hào)激振，機(jī)身框架采用2點(diǎn)激振，測(cè)點(diǎn)布置如圖3所示。

圖3 機(jī)身框架測(cè)點(diǎn)布置圖Fig.3 The dynamic test points arrangement of fuselage frame

為便于與計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，模態(tài)試驗(yàn)也邊界條件與計(jì)算結(jié)果相同，識(shí)別自由―自由狀態(tài)機(jī)身框架的模態(tài)參數(shù)，圖4為機(jī)身框架試驗(yàn)圖。為與計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，取機(jī)身框架模態(tài)試驗(yàn)的前6階。利用I-deas模態(tài)分析軟件識(shí)別的機(jī)身框架模態(tài)參數(shù)如表3所示，水平一彎模態(tài)如圖5所示。

圖4 機(jī)身框架試驗(yàn)圖Fig.4 The test of fuselage frame

表3 機(jī)身框架模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果Tab.3 The result of modal test for the fuselage frame

圖5 機(jī)身框架試驗(yàn)的水平一彎振型圖Fig.5 The first mode shape of horizontal bending of modal test for the fuselage frame

圖6 機(jī)身框架典型頻率響應(yīng)函數(shù)圖Fig.6 The typical frequency response function of modal test for the fuselage frame

3 結(jié)語(yǔ)

在自由―自由狀態(tài)下，機(jī)身框架的固有頻率計(jì)算值與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比見(jiàn)表4。計(jì)算值與試驗(yàn)值的互差不超過(guò)3%，模態(tài)試驗(yàn)識(shí)別的振型與計(jì)算結(jié)果基本一致，表明所建立的有限元模型能準(zhǔn)確地反映該無(wú)人直升機(jī)機(jī)身框架的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性。

第4階振型為垂直一彎。表3中第4階阻尼比其它振型的大，這是因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)、離合器和飛控箱都有橡膠減震器與框架連接。因此，在垂直方向的阻尼相對(duì)較大。在有限元建模時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)、離合器和飛控箱與機(jī)身框架的連接按彈簧阻尼單元模擬，能較好地符合實(shí)際。

結(jié)構(gòu)的剛度和質(zhì)量分布是影響結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的兩個(gè)主要因素。在機(jī)身框架的動(dòng)力學(xué)模型建立過(guò)程中，邊界條件和集中質(zhì)量的模擬和簡(jiǎn)化都影響計(jì)算值。盡管機(jī)身框架的動(dòng)力學(xué)模型已經(jīng)根據(jù)模態(tài)試驗(yàn)辨識(shí)的參數(shù)進(jìn)行了修正，但是桁架間的接頭連接、材料的阻尼等的模擬都與實(shí)際結(jié)構(gòu)有一定的偏差。這些都是計(jì)算值與實(shí)際值不完全一致的原因。試驗(yàn)值與計(jì)算值誤差控制在3%之內(nèi)，滿足工程要求，使用該機(jī)身框架的無(wú)人直升機(jī)已經(jīng)成功飛行，振動(dòng)水平較低。

表4 機(jī)身框架固有頻率計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果Tab.4 Natural frequencies of analysis and test about fuselage frame

該無(wú)人直升機(jī)旋翼、尾槳及發(fā)動(dòng)機(jī)的主通過(guò)頻率為8.67 Hz、51.67 Hz和96.67 Hz，從表4看出，機(jī)身框架前六階固有頻率避開(kāi)了無(wú)人直升機(jī)的共振頻率，該無(wú)人直升機(jī)機(jī)身框架結(jié)構(gòu)符合動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)要求，框架的動(dòng)力學(xué)模型也為整機(jī)模態(tài)計(jì)算和共振特性分析提供基礎(chǔ)。

這種有限元分析、試驗(yàn)驗(yàn)證以及模型修改相結(jié)合的方法，能保證框架建模和計(jì)算的準(zhǔn)確性，也為無(wú)人直升機(jī)其它結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)建模提供思路。

[1]張呈林，郭才根編著.直升機(jī)總體設(shè)計(jì)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2006.

[2]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)：第19冊(cè)直升機(jī)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005.

[3]張曉谷主編.直升機(jī)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1995.

[4]航空航天工業(yè)部科學(xué)技術(shù)研究院.直升機(jī)動(dòng)力學(xué)手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1991.

[5]唐華平，朱德懋.直升機(jī)旋翼與機(jī)身耦合固有頻率分析[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2002，19（1）：70-71.

[6]柳文林，穆志韜，段成美.直升機(jī)振動(dòng)與減振特性分析[J].海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào)，2004，19（5）：533-536.

[7]凌愛(ài)民，韓普祥，李五洲.直升機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)特性建模技術(shù)研究[J].直升機(jī)技術(shù)，2001，(2)：1-8.

[8]林循泓，潘得引，藏朝平，張思.振動(dòng)模態(tài)參數(shù)設(shè)別及其應(yīng)用[M].南京：東南大學(xué)出版社，1994.