范學(xué)偉

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

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

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

0 引言

某型直升機(jī)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(jìn)行相關(guān)排查工作，包括計(jì)算分析，動力學(xué)試驗(yàn)，振動水平測試等，定位于雷達(dá)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(dá)位于駕駛艙附近，遂造成駕駛艙振動偏大，基于有限元計(jì)算及動特性試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行雷達(dá)平臺結(jié)構(gòu)優(yōu)化，進(jìn)行調(diào)頻設(shè)計(jì)，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(jìn)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(jī)特點(diǎn)，直升機(jī)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(jī)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(jī)，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(jī)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(jìn)行了相關(guān)排查工作：

（1）進(jìn)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(jìn)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(jī)或局部振動特性不佳，引起全機(jī)或局部振動水平變大。所以初步認(rèn)為機(jī)頭加裝大質(zhì)量雷達(dá)后導(dǎo)致局部動特性不佳進(jìn)而惡化駕駛艙振動。

根據(jù)以上排查結(jié)果，對雷達(dá)進(jìn)行模態(tài)分析，原雷達(dá)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(dá)基于螺栓連接于平臺中間法蘭處。

前三階模態(tài)計(jì)算結(jié)果如表2所示，進(jìn)行的動特性試驗(yàn)頻響曲線如圖3所示。

雷達(dá)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(jì)算及試驗(yàn)結(jié)果都表明：雷達(dá)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(dá)及附件局部結(jié)構(gòu)振動變大，需進(jìn)行雷達(dá)平臺調(diào)頻設(shè)計(jì)。

2 雷達(dá)安裝平臺結(jié)構(gòu)優(yōu)化

基于開展的計(jì)算分析、動特性試驗(yàn)及振動實(shí)測數(shù)據(jù)分析，需要對雷達(dá)平臺局部結(jié)構(gòu)進(jìn)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(jìn)行了降低平臺剛度調(diào)低固有頻率的嘗試，首先計(jì)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(qiáng)度及疲勞強(qiáng)度進(jìn)行了局部加強(qiáng)，結(jié)構(gòu)模型如圖4所示。

模態(tài)計(jì)算結(jié)果顯示雷達(dá)平臺固有頻率明顯降低，遂對結(jié)構(gòu)實(shí)施更改，進(jìn)行動特性試驗(yàn)，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(jì)算及實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明結(jié)構(gòu)優(yōu)化后雷達(dá)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(yàn)證

相同飛行狀態(tài)下，進(jìn)行試飛驗(yàn)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(jī)駕駛艙振動偏大問題，在開展計(jì)算分析、動特性試驗(yàn)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(dá)平臺結(jié)構(gòu)調(diào)頻優(yōu)化方案，實(shí)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(jī)前期研制過程中，對機(jī)身局部及部件進(jìn)行動力學(xué)仿真分析試驗(yàn)，確定其是否符合設(shè)計(jì)要求。此方法可為直升機(jī)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(jì)成本提高了設(shè)計(jì)效率。

參考文獻(xiàn)

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