沈安瀾，侯寶紅，葉宏克

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.解放軍66350部隊，河北 保定 071000；3.廣州航新航空科技股份有限公司，廣東 廣州 510000)

0 引言

某型直升機在外場飛行過程中，出現(xiàn)左發(fā)動機排氣機匣徑向振動偏大的情況，影響該架機正常開展飛行訓練?，F(xiàn)象描述為：在地面開車過程中，該發(fā)動機排氣機匣以及附件機匣振動水平正常，且與右發(fā)相同位置處振動水平對比基本一致；在直升機進行正?？罩酗w行以及懸停等飛行狀態(tài)下，左發(fā)排氣機匣徑向振動水平顯著增加，左發(fā)附件機匣以及右發(fā)各測點徑向振動水平正常。

本文通過理論分析、有限元仿真分析以及試驗等手段，對該架機排氣機匣徑向振動水平偏高問題進行分析。根據(jù)計算分析結果和試驗結果，確定了該架直升機左發(fā)動機排氣機匣徑向振動偏大的原因，制定了相應的解決措施。經(jīng)實際飛行驗證，改進后該架機排氣機匣處傳感器采集的振動水平明顯降低，表明改進措施有效，并進一步驗證了排氣機匣出現(xiàn)徑向振動水平偏高是由于傳感器自身安裝頻率不佳引起的。

1 故障原因分析

該型直升機裝備了機載振動測試系統(tǒng)，該機載測試系統(tǒng)采集了發(fā)動機排氣機匣飛行振動數(shù)據(jù)。為了確定該架機左發(fā)動機排氣機匣飛行中徑向振動偏大的問題原因，開展振動數(shù)據(jù)分析、理論分析和有限元仿真分析，并基于分析結果進行了傳感器安裝動特性測試等工作。

1.1 振動數(shù)據(jù)分析

對故障機左發(fā)振動數(shù)據(jù)進行處理與分析。該發(fā)動機排氣機匣徑向以696.6Hz下振動為主，在飛行過程中最大振幅約為11g左右，同時該發(fā)動機附件機匣696.6Hz下徑向振動水平為2g左右，對比右發(fā)相同位置處徑向振動水平，附件機匣以及排氣機匣徑向振動水平均為2g左右，并且左發(fā)和右發(fā)排氣機匣348.3Hz下徑向振動水平正常。因此導致該振動問題的可能的原因主要有兩方面：一是該發(fā)動機某處存在局部共振，造成發(fā)動機在696.6Hz頻率下徑向振動水平過大；二是傳感器自身安裝動特性不佳，使得傳感器徑向安裝頻率靠近696.6Hz的激勵頻率，引起傳感器在696.6Hz頻率徑向振動水平過大，造成傳感器采集的信號并非發(fā)動機真實的振動信號。

若由于該發(fā)動機某處存在696.6Hz局部共振，造成發(fā)動機排氣機匣在該頻率下徑向振動水平過大，則同臺發(fā)動機附件機匣測點在696.6Hz頻率下徑向振動水平也會出現(xiàn)相應增大的情況，但事實上該發(fā)動機附件機匣測點處徑向振動水平并未出現(xiàn)明顯增大。因此，基于以上分析，造成該發(fā)動機排氣機匣徑向振動偏大的原因應為排氣機匣加速度傳感器自身動特性不佳。

1.2 理論計算

基于1.1節(jié)的分析結果，為了確定左發(fā)排氣機匣振動的原因，對排氣機匣傳感器安裝頻率進行理論計算分析。

如圖1所示，加速度傳感器安裝支座為L形角片，加速度傳感器通過3個螺栓與安裝支座上端面連接，安裝支座側(cè)面通過2個螺栓與發(fā)動機排氣機匣進行連接，加速度傳感器的質(zhì)量約為94g。假設發(fā)動機與傳感器安裝支座連接處剛硬，因此將傳感器安裝支座簡化為一端固定的L形懸臂梁，如圖2所示。

根據(jù)材料力學基本理論[1]計算其剛度，再根據(jù)振動基本理論[2]計算得到傳感器的徑向安裝頻率。具體計算過程如下：

受純彎矩作用下的梁，其撓度可以近似表達為：

(1)

其中，ω表示撓度，M(x)表示截面處受到的彎矩，x為梁上所求截面的坐標，EI為截面的彎曲剛度(E為材料的彈性模量，I為截面慣性矩)。

根據(jù)式(1)計算得到BC段梁的轉(zhuǎn)角為：

(2)

因此B點的徑向位移為：

(3)

在集中力F作用下AB段梁A點的撓度為：

(4)

A點在集中載荷F作用下的撓度為：

(5)

式(5)中IAB≈IBC=I，從而得到傳感器安裝支座整體剛度k為：

(6)

根據(jù)振動基本理論，計算得到傳感器的安裝頻率為：

(7)

傳感器安裝支座材料為鋼，主要尺寸如圖3所示。將傳感器安裝支座尺寸參數(shù)和材料參數(shù)代入式(7)計算得到傳感器安裝頻率f=728Hz，考慮到支座厚度公差帶為±0.125mm,計算安裝頻率隨支座厚度的變化趨勢，如圖4所示。

圖3 傳感器支座主要結構尺寸

圖4 安裝頻率隨支座壁板厚度變化趨勢圖

根據(jù)圖4所示，傳感器安裝頻率隨支座厚度增大而增加，當支座厚度變化范圍為3.8mm～4.2mm，傳感器安裝頻率變化范圍為674Hz～784Hz。因此當傳感器安裝支座厚度增大時，并且在不考慮連接剛度的情況下，頻率變化范圍內(nèi)已經(jīng)包含696.6Hz激勵頻率。根據(jù)振動理論和相關文獻，連接剛度對系統(tǒng)安裝頻率有較大的影響[2,5]。為了進一步分析傳感器安裝支座連接剛度對其安裝頻率的影響，計算連接剛度與安裝支座整體剛度比在0.1k～10k(k為4mm壁厚時傳感器安裝支座整體剛度)變化區(qū)間內(nèi)傳感器安裝頻率的變化曲線，如圖5所示。

圖5 傳感器安裝頻率隨連接剛度變化趨勢圖

根據(jù)圖5所示，傳感器安裝頻率(傳感器支座壁厚不變?yōu)?mm)隨著連接剛度增大而增大，當連接剛度達一定量值后，頻率的變化率逐漸減小，當連接剛度為傳感器安裝支座整體剛度的5～10倍，傳感器安裝頻率變化范圍為665Hz～694Hz。假設連接剛度為傳感器安裝支座整體剛度的10倍，結合傳感器支座厚度變化范圍(3.8mm～4.2mm)，計算得到傳感器安裝頻率變化范圍為643Hz～747Hz。

根據(jù)現(xiàn)有的假設和傳感器結構尺寸計算結果可知，696.6Hz激勵頻率已經(jīng)落入傳感器安裝頻率變化范圍內(nèi)，因此在傳感器安裝支座尺寸以及連接剛度等因素綜合影響下，該故障機左發(fā)排氣機匣振動偏大的原因可能是由于傳感器支座結構尺寸偏差或連接剛度發(fā)生變化等因素的影響，使得傳感器自身安裝頻率靠近696.6Hz激勵頻率，引起傳感器自身共振，導致傳感器自身振動水平遠大于排氣機匣的真實振動水平。

1.3 有限元仿真分析

為了驗證理論分析結果，同時確定傳感器安裝頻率，利用有限元分析軟件，開展有限元仿真分析[3,4]。有限元模型采用10節(jié)點四面體單元并利用集中質(zhì)量點模擬傳感器的質(zhì)量，利用剛體元將集中質(zhì)量點與傳感器安裝支座連接，如圖6所示。

利用有限元模型計算得到3000Hz以內(nèi)傳感器安裝頻率(安裝支座壁厚為4mm)，如圖7和圖8所示，其中1000Hz以內(nèi)的傳感器徑向安裝頻率僅存在徑向一階彎模態(tài)，頻率為725Hz，理論計算結果與有限元計算結果一致。

圖6 傳感器安裝支座有限元模型

圖7 傳感器支座徑向一階彎曲模態(tài)

圖8 傳感器支座側(cè)向一階彎曲模態(tài)

1.4 動特性試驗

根據(jù)1.2和1.3節(jié)的計算結果，假設連接為剛硬，傳感器支座壁厚為4mm時傳感器安裝頻率為725Hz。但考慮到連接剛度的影響，傳感器實際安裝頻率會比計算值偏低。傳感器安裝支座連接于發(fā)動機排氣機匣上，發(fā)動機結構較為復雜，因此無法對其連接剛度進行估算。為了準確得到裝機狀態(tài)下傳感器的實際安裝頻率，進一步確定排氣機匣振動水平偏高的原因，在計算分析的基礎上，對比測量振動水平偏高和正常兩種狀態(tài)下的傳感器安裝頻率，并同步測量上述兩種狀態(tài)下的傳感器安裝支座的結構尺寸。

試驗采用錘擊法單點激勵單點采集方式進行傳感器安裝頻率測試，同時利用游標卡尺測量傳感器安裝支座的壁厚，得到發(fā)動機排氣機匣振動狀態(tài)與傳感器安裝頻率和傳感器安裝支座壁厚的對應關系，結果如圖9、圖10和表1所示。

圖9 4.1mm壁厚的傳感器頻響曲線

圖10 4.2mm壁厚的傳感器頻響曲線

表1 傳感器安裝頻率測試結果

2 解決措施及飛行驗證

通過理論計算、有限元仿真計算以及試驗測試等方法，得到了排氣機匣振動水平偏高和振動水平正常的兩種狀態(tài)下傳感器安裝頻率和傳感器安裝支座的壁厚，初步確認了排氣機匣振動水平偏高的原因為：傳感器安裝支座壁厚4.2mm超過了尺寸要求，導致傳感器安裝頻率靠近696.6Hz激勵頻率，從而引起傳感器自身振動水平偏高。

針對排氣機匣振動水平偏高的原因，制定了如下解決措施：

1) 更換壁厚為4.1mm的傳感器支座，進行飛行驗證；

2) 改進傳感器安裝支座結構設計，進一步提高傳感器安裝頻率，避開696.6Hz激勵頻率。

由于對現(xiàn)有的傳感器安裝支座進行結構優(yōu)化并完成新傳感器支座的加工制造所需要的周期較長，無法滿足現(xiàn)場條件以及進度要求，因此先期更換4.1mm壁厚的傳感器支座進行飛行驗證。經(jīng)驗證，在同樣飛行狀態(tài)下，該架機該發(fā)動機排氣機匣振動水平從11g降低為2g。

飛行驗證結果表明解決措施有效，同時也從另一方面明確了該架機排氣機匣振動水平偏高問題的原因是由于傳感器安裝支座壁厚尺寸超差導致傳感器安裝頻率靠近激勵頻率引起的傳感器自身振動水平偏高。

3 結論

為了解決某架機飛行過程中排氣機匣出現(xiàn)的振動水平偏高的問題，通過計算分析和試驗測試，確定了問題原因，制定了相應的解決措施，并經(jīng)過實際飛行驗證，得出如下結論：

1)理論計算結果與有限元仿真計算結果吻合度較好，并與試驗結果一致性較好，在處理類似外場問題時可以利用理論計算進行快速分析，指明排故方向，有利于問題的快速解決；

2)傳感器支座結構設計以及支座連接剛度對傳感器安裝頻率有較大的影響，在利用傳感器進行振動水平采集時，特別是需要采集高頻振動水平時，需要考慮傳感器安裝頻率；

3)建議后續(xù)在進行傳感器支座設計時，可以參照傳感器采集頻率的上限，并充分考慮傳感器連接剛度以及支座加工時的公差等因素進行結構設計，避免后續(xù)出現(xiàn)類似的問題；

4)本文基于計算分析結果和試驗結果，確定了故障原因，制定了相應的解決措施，經(jīng)實際飛行驗證，排氣機匣振動水平明顯降低，驗證了分析結果的準確性和解決措施的有效性，保證了該機正常開展飛行訓練，并為后續(xù)類似問題的解決提供了思路。