于 翔

(中國人民解放軍61267部隊，北京 101104))

0 引言

隨著直升機任務(wù)的變化和作戰(zhàn)功能的提升，越來越多精密的航空機載設(shè)備被加裝到直升機平臺，有些機械疲勞、損傷必須及早預防和發(fā)現(xiàn)。這些設(shè)備在直升機平臺上工作的穩(wěn)定性和可靠性影響著設(shè)備效能的發(fā)揮，承載設(shè)備的平臺的穩(wěn)定性直接影響著飛行的安全[1]。

1 故障現(xiàn)象

在某次飛行后檢查中，特設(shè)人員發(fā)現(xiàn)行李艙設(shè)備架底部有裂痕，約3cm(如圖1)。從斷裂的情況初步分析可能為疲勞引起的，故障產(chǎn)生的原因可能有：①支撐桿本身的質(zhì)量問題，因為材料的原因?qū)е聫姸炔粔蚧蛘咴撎幖庸さ脑驅(qū)е聭?；②該設(shè)備架振動過載引起支撐桿疲勞斷裂。

2 故障仿真計算及分析

2.1 幾何模型建立

該設(shè)備架上搭載有三臺機載設(shè)備。其中一臺固定在設(shè)備架上層，重量為1.5kg；兩臺固定在設(shè)備架下層，總重量為3kg。該設(shè)備架主要由設(shè)備安裝面板、支撐架、底座構(gòu)成，底座與行李艙地板通過六角螺栓固連。設(shè)備架整體采用薄壁式框架結(jié)構(gòu)，載荷集中的區(qū)域采取局部加厚處理。為便于分析，利用soildworks軟件建立模型(如圖2)。

圖1 設(shè)備架斷裂圖

圖2 建立模型

2.2 物理屬性及材料設(shè)置

為便于進行受力分析，在不影響受力特性的前提下，在分析時將設(shè)備架上搭載的機載設(shè)備簡化為外部載荷，作用于設(shè)備架面板表面。該設(shè)備架各部分均由硬鋁合金構(gòu)成，密度為2770kg/m3,彈性模量為7.1×1010Pa,泊松比為0.33。

2.3 模型約束條件設(shè)置

由于該型設(shè)備架底座通過四個螺栓與行李艙地板相連，故模型邊界約束端自由度均設(shè)置為0。

2.4 網(wǎng)格劃分

根據(jù)實際情況，以3mm為標準劃分網(wǎng)格，共計劃分13936個節(jié)點，4834個單元(如圖3)。

圖3 網(wǎng)格劃分

2.5 靜力學分析

將模型參數(shù)引入ANSYS軟件進行分析，首先進行靜力學分析，得到形變分布云圖(如圖4)，應力云圖(如圖5)。分析應力云圖可得出，較大應力出現(xiàn)在設(shè)備架上、下表面。在靜力作用下，設(shè)備架支撐桿應力水平較低，該斷裂現(xiàn)象應為非靜強度破壞，應是疲勞破壞引起的。同時也可發(fā)現(xiàn)設(shè)備架支撐桿處，斷裂位置應力水平相比其他位置較高。故而應對該設(shè)備架進行模態(tài)分析，研究直升機機體振動對支撐桿的影響。

圖4 形變云圖

圖5 應力云圖

2.6 振動模態(tài)分析

振動模態(tài)是彈性結(jié)構(gòu)固有的整體特性[2]。通過模態(tài)分析方法了解結(jié)構(gòu)物在某一易受影響的頻率范圍內(nèi)的各階主要模態(tài)的特性，就可以分析判斷結(jié)構(gòu)在此頻段內(nèi)由于外部或內(nèi)部各種振源作用而產(chǎn)生的實際振動響應。在結(jié)構(gòu)動態(tài)設(shè)計及設(shè)備故障診斷時經(jīng)常使用模態(tài)分析方法[3]。

具體分析過程：將結(jié)構(gòu)物在靜止狀態(tài)下進行人為激振，通過測量激振力與響應并進行雙通道快速傅里葉變換(FFT)分析，得到任意兩點之間的機械導納函數(shù)(傳遞函數(shù))。通過對試驗導納函數(shù)的曲線擬合，識別出結(jié)構(gòu)物的模態(tài)參數(shù)，從而建立起結(jié)構(gòu)物的模態(tài)模型[4]。根據(jù)模態(tài)疊加原理，在已知各種載荷時間歷程的情況下，就可以預言結(jié)構(gòu)物的實際振動的響應歷程或響應譜[5]。

其動力學方程為：

(1)

該結(jié)構(gòu)的振動為簡諧振動，位移為正弦函數(shù)：

x=xsinωt

(2)

代入運動方程可得：

([K]-ω2[M]){x}={0}

(3)

將邊界條件及約束加入，得到6階模態(tài)分析結(jié)果(如表1)。為便于觀察變形情況，采用True Scale模式查看對應形變云圖(如圖6)。

表1 固有模態(tài)頻率

圖6 各階振型

結(jié)合GJB 779-1989 《機載電子設(shè)備機箱和安裝架通用規(guī)范振動試驗規(guī)定》第5.4規(guī)定及GJB 150.16-86《軍用裝備實驗室環(huán)境試驗方法》第2.3.6條對直升機振動要求的規(guī)定，可知該型直升機的主要激勵頻率應為5Hz～55Hz[6]。

由模態(tài)分析結(jié)果可知，1-3階為設(shè)備架上表面及支撐桿的振動與扭動，4階為設(shè)備架上、下表面與支撐桿振動，5-6階為下表面的振動。由圖表可知，當直升機機體產(chǎn)生35.916Hz～44.063Hz振動時，設(shè)備架會與機體產(chǎn)生共振，從而導致支撐桿部位發(fā)生振動與扭轉(zhuǎn)。

綜上所述，在直升機主要激勵頻率達到該型設(shè)備架1-4階固有模態(tài)頻率時，會在支架與設(shè)備架表面連接處產(chǎn)生較高的循環(huán)應力，導致支撐桿產(chǎn)生斷裂。

3 結(jié)論及改進措施

以部隊飛行期間所發(fā)生的設(shè)備架支撐桿斷裂故障現(xiàn)象為例，通過利用soildworks進行幾何建模，利用ANSYS軟件對模型進行有限元分析，得到了該設(shè)備架的振型及形變特性，結(jié)合實際損傷分析可以得出結(jié)論：設(shè)備架支撐位置容易產(chǎn)生疲勞斷裂失效，必須預防和加強檢查。為防止此類現(xiàn)象發(fā)生，可選擇剛度更強的材料制作支撐桿，或加入加強筋以提高固有特性；也可改進該設(shè)備架的設(shè)計方案，使其固有頻率高于直升機激勵頻率，并且在飛行前后加強檢查。