基于有限元計算及動力學(xué)試驗的某型直升機雷達平臺結(jié)構(gòu)優(yōu)化

范學(xué)偉

摘 要：某型直升機飛行過程駕駛艙振動水平偏大，通過系列措施定位于雷達安裝平臺動力學(xué)特性不佳，需進行調(diào)頻設(shè)計，通過有限元計算、動力學(xué)試驗結(jié)果對雷達平臺的局部結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化，通過飛行試驗驗證結(jié)構(gòu)優(yōu)化的有效性。

關(guān)鍵詞：雷達平臺;調(diào)頻設(shè)計;結(jié)構(gòu)優(yōu)化

中圖分類號：TP391 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1671-2064（2020）02-0054-02

0 引言

某型直升機飛行過程中駕駛艙振動偏大，嚴(yán)重影響乘員舒適性及任務(wù)完成，為解決此問題，進行相關(guān)排查工作，包括計算分析，動力學(xué)試驗，振動水平測試等，定位于雷達安裝平臺局部動力學(xué)特性不佳，與旋翼激勵頻率24Hz較近造成局部共振，由于雷達位于駕駛艙附近，遂造成駕駛艙振動偏大，基于有限元計算及動特性試驗結(jié)果進行雷達平臺結(jié)構(gòu)優(yōu)化，進行調(diào)頻設(shè)計，使駕駛艙振動降低至舒適水平。

1 問題定位

問題發(fā)生后進行了飛行振動水平測試，在某特定重量及重心狀態(tài)下，兩選定位置處的振動水平如表1所示，乘員位置24Hz振動水平較大。

駕駛艙座椅地板處振動較大，最大值0.45g，嚴(yán)重影響了乘員舒適性。限于直升機特點，直升機的振動是不可避免的，但須找到問題源頭采取有效措施將振動控制在合理的范圍，以不影響機載設(shè)備正常工作，且具有可接受的乘員舒適性[1-2]。

對于此型直升機，其駕駛艙地板的24Hz振動主要是旋翼振動載荷通過槳轂、主減、機體結(jié)構(gòu)傳遞到駕駛艙;另一方面主槳葉下洗氣流也會對駕駛艙振動產(chǎn)生影響。本問題共3個可能的底事件導(dǎo)致駕駛艙振動大，進行了相關(guān)排查工作：

（1）進行相關(guān)工藝檢查排除旋翼系統(tǒng)錐體動平衡不佳原因;

（2）通過對主減隔振系進行工藝檢查排除系統(tǒng)性能下降原因;

（3）此型號為某定型型號的小改型，初步認(rèn)為有關(guān)加改裝導(dǎo)致了整機或局部振動特性不佳，引起全機或局部振動水平變大。所以初步認(rèn)為機頭加裝大質(zhì)量雷達后導(dǎo)致局部動特性不佳進而惡化駕駛艙振動。

根據(jù)以上排查結(jié)果，對雷達進行模態(tài)分析，原雷達平臺結(jié)構(gòu)模型及建立的有限元模型如圖1所示，兩長撐桿及兩短撐桿的四撐桿方式，雷達基于螺栓連接于平臺中間法蘭處。

前三階模態(tài)計算結(jié)果如表2所示，進行的動特性試驗頻響曲線如圖3所示。

雷達安裝平臺原狀態(tài)頻響曲線在24Hz附近存在峰值頻率為23.8Hz。動特性計算及試驗結(jié)果都表明：雷達平臺局部垂向固有模態(tài)靠近旋翼激勵頻率24Hz。會導(dǎo)致雷達及附件局部結(jié)構(gòu)振動變大，需進行雷達平臺調(diào)頻設(shè)計。

2 雷達安裝平臺結(jié)構(gòu)優(yōu)化

基于開展的計算分析、動特性試驗及振動實測數(shù)據(jù)分析，需要對雷達平臺局部結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化，調(diào)整其固有頻率以避開旋翼激勵頻率[3]。

綜合考慮相關(guān)因素，進行了降低平臺剛度調(diào)低固有頻率的嘗試，首先計算分析了將原四撐桿中的兩短撐桿取消，用以降低平臺固有頻率，避開旋翼激勵頻率。同時為了滿足靜強度及疲勞強度進行了局部加強，結(jié)構(gòu)模型如圖4所示。

模態(tài)計算結(jié)果顯示雷達平臺固有頻率明顯降低，遂對結(jié)構(gòu)實施更改，進行動特性試驗，結(jié)構(gòu)更改后的其頻響曲線如圖5所示。

頻響曲線在24Hz附近存在一個峰，頻率降低到21Hz，計算及實驗結(jié)果表明結(jié)構(gòu)優(yōu)化后雷達平臺固有頻率避開激勵頻率24Hz，認(rèn)為可以有效降低附近位置處振動水平。

3 飛行驗證

相同飛行狀態(tài)下，進行試飛驗證。選定位置處24Hz振動水平如表4所示。

飛行測試中，座椅地板處振動水平明顯好轉(zhuǎn)，由優(yōu)化前的0.4g左右降至0.15g左右，腳蹬地板處振動水平稍微有下降，量值都符合行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)要求，且得到乘員的認(rèn)可，如圖6-7所示。

4 結(jié)語

針對此型直升機駕駛艙振動偏大問題，在開展計算分析、動特性試驗和振動試飛綜合排查準(zhǔn)確定位了問題原因，并針對性的提出了雷達平臺結(jié)構(gòu)調(diào)頻優(yōu)化方案，實施后駕駛艙振動水平明顯下降，使乘員舒適性得到較大改善[4-5]。在直升機前期研制過程中，對機身局部及部件進行動力學(xué)仿真分析試驗，確定其是否符合設(shè)計要求。此方法可為直升機后續(xù)相關(guān)振動問題解決提供一定的依據(jù)和參考，可節(jié)約設(shè)計成本提高了設(shè)計效率。

參考文獻

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

[2] 諾頓M.P.工程噪聲和振動分析基礎(chǔ)[M].北京：北京航空工業(yè)出版社，1993.

[3] 林家浩.結(jié)構(gòu)動力優(yōu)化設(shè)計發(fā)展綜述[J].力學(xué)進展，1983，13（04）：423-431.

[4] 陳建軍，車建文，崔明濤，等.結(jié)構(gòu)動力優(yōu)化設(shè)計述評與展望[J].力學(xué)進展，2001，31（02）：181-192.

[5] 顧松年，徐斌，榮見，等.結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計優(yōu)化方法的新進展[J].機械強度，2005，27（02）：156-162.