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基于ANSYS的某直升機(jī)尾梁管模態(tài)及諧響應(yīng)分析

2013-10-22 12:49劉進(jìn)進(jìn)尹明德張志龍
機(jī)械工程與自動(dòng)化 2013年1期
關(guān)鍵詞:尾梁振型固有頻率

劉進(jìn)進(jìn),尹明德,張志龍

(南京航空航天大學(xué) 機(jī)電學(xué)院,江蘇 南京 210016)

0 引言

直升機(jī)尾梁管是直升機(jī)機(jī)身的重要組成部分,它對(duì)直升機(jī)的平衡以及各種飛行動(dòng)作的完成起到了決定性的作用,它的振動(dòng)水平直接影響了直升機(jī)尾傳動(dòng)系統(tǒng)的穩(wěn)定性及直升機(jī)整機(jī)的振動(dòng)水平。直升機(jī)尾槳在工作時(shí)會(huì)有周期性的載荷傳到尾梁管上,為避免尾梁管產(chǎn)生過度振動(dòng),需要使尾梁管的固有頻率避開尾槳工作時(shí)產(chǎn)生的激振力頻率。因此在直升機(jī)優(yōu)化的過程中,需要計(jì)算尾梁管的固有頻率,并根據(jù)載荷進(jìn)行諧響應(yīng)分析,以此來(lái)判斷尾梁管是否滿足動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)要求,為后續(xù)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 模態(tài)分析

1.1 網(wǎng)格劃分

根據(jù)尾梁管的結(jié)構(gòu)圖,在Pr o/E中建立尾梁管的CAD模型,并導(dǎo)入Hyper mesh中抽取中面和進(jìn)行網(wǎng)格劃分。直升機(jī)尾梁管的有限元模型如圖1所示。

圖1 直升機(jī)尾梁管的有限元模型

1.2 邊界條件的定義與模態(tài)求解

在實(shí)際中,結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性往往受低階固有頻率及相應(yīng)振型的影響較大,因此了解了結(jié)構(gòu)的前幾階固有頻率和振型便能研究結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。本文對(duì)直升機(jī)尾梁管的前6階模態(tài)特性進(jìn)行了重點(diǎn)分析。

在Hyper mesh中輸入相應(yīng)的物理參數(shù):6061-T6鋁彈性模量為68.9 GPa,泊松比為0.33,密度為2 705 kg/m3,厚度為2 mm。并在尾梁管的安裝處周向施加位移約束。

將有限元模型導(dǎo)入ANSYS中,在假設(shè)無(wú)阻尼和自由振動(dòng)的情況下運(yùn)用ANSYS對(duì)直升機(jī)尾梁管進(jìn)行固有頻率和振型的有限元求解。圖2為直升機(jī)尾梁管前6階模態(tài)振型。

1.3 模態(tài)分析結(jié)果

模態(tài)分析結(jié)果的位移值是一個(gè)相對(duì)的量值(位移相對(duì)值),它表征各點(diǎn)在某一階固有頻率上振動(dòng)量的相對(duì)比值,反映該固有頻率上振動(dòng)的傳遞情況,并不反映實(shí)際振動(dòng)的數(shù)值。模態(tài)分析的實(shí)質(zhì)是為了求解具有有限個(gè)自由度無(wú)外載荷和無(wú)阻尼狀態(tài)下的運(yùn)動(dòng)方程的特征向量(振型)和特征值(頻率),以避免外界激勵(lì)頻率和系統(tǒng)本身固有頻率相等時(shí)引起的共振。對(duì)直升機(jī)尾梁管的前6階固有頻率和振型的描述見表1。

從圖2中可以看出,直升機(jī)尾梁管尾端(即帶有尾部導(dǎo)板一端)的位移較大。從表1中可以看出,直升機(jī)尾梁管的前6階固有頻率均較低,并且從第3階起都是耦合的模態(tài)。

2 諧響應(yīng)分析

諧響應(yīng)分析是為了求解結(jié)構(gòu)在承受隨時(shí)間按正弦規(guī)律變化的載荷時(shí)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng),分析的目的是計(jì)算結(jié)構(gòu)在一個(gè)頻率范圍內(nèi)的振動(dòng)情況,并得到其振動(dòng)的幅值曲線。由于直升機(jī)尾梁管工作時(shí)長(zhǎng)期受周期性載荷的作用,故對(duì)尾梁管僅僅進(jìn)行模態(tài)分析的研究是不夠的。為確定其關(guān)鍵部位的響應(yīng),很有必要對(duì)尾梁管進(jìn)行諧響應(yīng)分析。

在模態(tài)分析的基礎(chǔ)上,在ANSYS中對(duì)直升機(jī)尾梁管采用完全法進(jìn)行諧響應(yīng)分析,響應(yīng)分析位移解的輸出格式選擇為幅值和相位角的輸出形式。由于直升機(jī)尾槳承受復(fù)雜的動(dòng)態(tài)和靜態(tài)耦合載荷,根據(jù)力學(xué)等效原理,可以將尾槳轂的受力等效到尾梁管的尾部任一點(diǎn)上。根據(jù)相關(guān)數(shù)據(jù),計(jì)算得該直升機(jī)尾梁管在某一飛行狀態(tài)下的等效受力情況,見表2。

圖2 直升機(jī)尾梁管前6階模態(tài)振型

表1 直升機(jī)尾梁管的固有頻率及振型描述

由于直升機(jī)尾梁管受靜態(tài)載荷和動(dòng)態(tài)載荷,故在諧響應(yīng)分析之前先對(duì)靜態(tài)量進(jìn)行靜力分析(這里我們不做討論),然后再對(duì)動(dòng)態(tài)量進(jìn)行諧響應(yīng)分析。求解條件為:在尾梁管節(jié)點(diǎn)125 803處加載表2中的載荷動(dòng)態(tài)量并打開初應(yīng)力效應(yīng)開關(guān),求解頻段設(shè)置為0 Hz~200 Hz,載荷子步數(shù)為50步。對(duì)某飛行狀態(tài)下直升機(jī)尾梁管進(jìn)行諧響應(yīng)分析,得到激振頻率為0 Hz~200 Hz時(shí)尾梁管上的各節(jié)點(diǎn)的位移響應(yīng)曲線,并結(jié)合模態(tài)振型在尾梁管上找出頻率響應(yīng)較大的節(jié)點(diǎn),輸出其位移-頻率的響應(yīng)曲線。其中,在不考慮尾部導(dǎo)板位移的情況下,節(jié)點(diǎn)87 974處沿虛擬X、Y、Z軸的位移響應(yīng)較大,導(dǎo)出其位移-頻率響應(yīng)的數(shù)值并導(dǎo)入OriginPro軟件中繪出位移-頻率曲線,如圖3所示。

表2 直升機(jī)尾梁管在某一飛行狀態(tài)下的等效受力

圖3 節(jié)點(diǎn)87 974沿X、Y、Z方向位移隨頻率變化的曲線

從圖3可以得出以下結(jié)論:直升機(jī)尾梁管的低階固有振型要比高階固有振型對(duì)其振動(dòng)影響大,其固有頻率越低,對(duì)結(jié)構(gòu)的振動(dòng)影響就越大,因而尾梁管的低階振型對(duì)其動(dòng)態(tài)特性起決定作用,因此要避免外界載荷頻率過低對(duì)尾梁管造成破壞;尾梁管沿X、Y、Z向產(chǎn)生的較大響應(yīng)均在尾梁管固有頻率32.324 Hz、46.181 Hz和78.888 Hz處,而在其余固有頻率處振動(dòng)的幅值均較小,其中尾梁管沿X向在32.324 Hz處達(dá)到最大振幅3.254×10-5m,沿Y向在46.181 Hz處達(dá)到最大振幅1.152×10-4m,沿Z向在32.324 Hz處達(dá)到最大振幅1.011×10-3m;尾梁管節(jié)點(diǎn)87 974的X向響應(yīng)比Y向小一個(gè)數(shù)量級(jí),這與X向的剛度大于Y向剛度有關(guān),而Y向的響應(yīng)比Z向的響應(yīng)也小一個(gè)數(shù)量級(jí),這與Z向的初始應(yīng)力有關(guān);從圖3(a)中曲線的數(shù)值來(lái)看,尾梁管在工作時(shí)X向的響應(yīng)可以在不發(fā)生共振的情況下忽略。

3 結(jié)論

本文利用Pro/E軟件對(duì)直升機(jī)尾梁管進(jìn)行了建模,利用Hyper mesh對(duì)其進(jìn)行了網(wǎng)格的劃分,并利用ANSYS軟件對(duì)其進(jìn)行了模態(tài)及諧響應(yīng)分析。通過模態(tài)分析得到了尾梁管的前6階固有頻率及其相對(duì)應(yīng)的振動(dòng)模態(tài);通過諧響應(yīng)分析得到了直升機(jī)在某飛行模式下尾梁管在頻率0 Hz~200 Hz激勵(lì)下的最大響應(yīng)。對(duì)尾梁管的模態(tài)及諧響應(yīng)分析結(jié)果表明:尾傳動(dòng)系統(tǒng)的工作頻率越高,對(duì)尾梁管的振動(dòng)影響越小。這一分析結(jié)果對(duì)直升機(jī)尾傳動(dòng)系統(tǒng)的減振工作具有重要的參考價(jià)值,為進(jìn)一步研究其振動(dòng)特性提供了基礎(chǔ)和依據(jù)。

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