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      基于三區(qū)間法的無人機(jī)發(fā)動機(jī)支架隨機(jī)振動疲勞分析

      2021-12-27 07:13:52王宣博王子龍王君鳳胡勇韓世東
      機(jī)械制造與自動化 2021年6期
      關(guān)鍵詞:固有頻率面板支架

      王宣博,王子龍,王君鳳,胡勇,韓世東

      (航天時(shí)代飛鴻技術(shù)有限公司,北京 100094)

      0 引言

      活塞式航空發(fā)動機(jī)在中小型無人機(jī)應(yīng)用廣泛,該類型發(fā)動機(jī)一般通過調(diào)節(jié)風(fēng)門和螺旋槳轉(zhuǎn)速來改變發(fā)動機(jī)推力和無人機(jī)飛行速度,風(fēng)門和螺旋槳轉(zhuǎn)速變化,發(fā)動機(jī)振動頻率也隨之變化?;钊胶娇瞻l(fā)動機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的振動是無人機(jī)的主要振動來源之一,發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的振動通過發(fā)動機(jī)支架傳遞到無人機(jī)機(jī)體,引起機(jī)體振動及噪聲,導(dǎo)致部分結(jié)構(gòu)及機(jī)載設(shè)備損壞,影響飛行安全[1]。振動疲勞是該類型無人機(jī)結(jié)構(gòu)的典型疲勞問題,分析振動疲勞工況對增強(qiáng)飛機(jī)可靠性和壽命具有重要意義。

      本文主要針對無人機(jī)的發(fā)動機(jī)支架結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究,基于三區(qū)間法進(jìn)行隨機(jī)振動分析并結(jié)合仿真結(jié)果對支架結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化,并對比優(yōu)化前后的損傷情況,證明分析優(yōu)化方法的可行性。

      1 建立分析模型

      1.1 動力學(xué)建模

      發(fā)動機(jī)支架為點(diǎn)對稱結(jié)構(gòu),由發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)接板、支柱、減震橡膠等組成,如圖1所示。因其點(diǎn)對稱的支撐結(jié)構(gòu),建模時(shí)將模型切割為1/4大小,去掉半徑<6 mm的圓角和倒角,簡化減震橡膠處結(jié)構(gòu)。采用Hypermesh作前處理,發(fā)動機(jī)用masses模擬,選取發(fā)動機(jī)質(zhì)心位置進(jìn)行加載,用MPC連接至發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)接板孔位處,螺栓應(yīng)力截面積取6 mm2。模型如圖2所示。

      圖1 結(jié)構(gòu)組成

      圖2 簡化模型

      考慮到發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)接板厚度的不均勻性,轉(zhuǎn)接板采用solid單元,支柱采用solid單元,材料為鋁合金,螺栓采用bar單元,材料為鋼。各零件材料見表1,鋁合金和鋼的材料屬性見表2。

      表1 零件材料

      表2 材料屬性

      1.2 邊界條件

      (1)

      自相關(guān)函數(shù)代表隨機(jī)振動過程加速度在時(shí)域內(nèi)幅值的變化情況,其幅值呈正太分布,根據(jù)帕斯瓦定理,信號的平均功率在時(shí)域和頻域守恒。對自相關(guān)函數(shù)作傅里葉變換,得到自功率譜密度函數(shù)如下:

      (2)

      采用隨機(jī)振動信號的加速度總均方根值評估隨機(jī)振動工況的嚴(yán)酷度。運(yùn)用功率譜密度計(jì)算方法求得加速度的總均方根值如下:

      (3)

      式中fi、fj分別為隨機(jī)振動頻率的上、下限。

      振動測試頻率為12.5 Hz,振動激勵范圍是15 Hz~500 Hz,振動分析選取1階衰減對數(shù)頻率范圍f3=4×f0,得出數(shù)據(jù)繪制圖3。

      圖3 隨機(jī)振動曲線

      2 仿真計(jì)算

      2.1 固有頻率分析

      發(fā)動機(jī)支架疲勞是使用過程中長期處于振動環(huán)境產(chǎn)生的,疲勞分析是基于動力學(xué)仿真計(jì)算的基礎(chǔ)。根據(jù)動力學(xué)仿真結(jié)果,結(jié)合材料的疲勞特性對疲勞壽命做出評估。因此,先進(jìn)行固有頻率計(jì)算,得到前6階固有頻率如表3、圖4所示。

      表3 固有頻率統(tǒng)計(jì)

      圖4 固有頻率分析

      2.2 隨機(jī)振動分析

      建立工況,將振動頻率曲線輸入TABLED1,定義DTI,阻尼比0.02,結(jié)構(gòu)激勵方向沿全局坐標(biāo)y向和z向。設(shè)置頻率范圍為0~600 Hz,特征值分析使用耦合質(zhì)量矩陣法,得到發(fā)動機(jī)支架的位移和應(yīng)力云圖如圖5所示。

      圖5 隨機(jī)振動下的發(fā)動機(jī)面板位移和應(yīng)力云圖

      由圖5可知,發(fā)動機(jī)在安裝凸臺過渡區(qū)的應(yīng)力較為集中,大小為191.90 MPa。由圖6可見,試驗(yàn)飛行過程中安裝凸臺過渡區(qū)的位置也出現(xiàn)了裂紋和斷裂現(xiàn)象,證明仿真結(jié)果準(zhǔn)確可信。

      圖6 發(fā)動機(jī)面板裂紋

      圖6圈內(nèi)區(qū)域截面形狀過于突變,容易產(chǎn)生應(yīng)力集中,在安全方面具有隱患,對該區(qū)域進(jìn)行優(yōu)化,使區(qū)域內(nèi)的集中應(yīng)力分散并過渡至發(fā)動機(jī)支架面板內(nèi)。對截面進(jìn)行過渡處理,將該凸臺位置與面板的連接處設(shè)計(jì)為帶拔模角度的凸臺,拔模角度為40°,并加厚了發(fā)動機(jī)支架面板厚度,如圖7所示。

      圖7 優(yōu)化凸臺應(yīng)力集中區(qū)域

      重新對優(yōu)化后的發(fā)動機(jī)面板進(jìn)行隨機(jī)振動分析,工況和邊界條件同上,得到應(yīng)力和位移云圖如圖8所示。由圖8可見,優(yōu)化后在發(fā)動機(jī)安裝凸臺處的應(yīng)力減小為12.83 MPa。證明增加拔模角度對應(yīng)力集中具有很大的改善。

      圖8 優(yōu)化后應(yīng)力與位移云圖

      2.3 疲勞分析

      根據(jù)Steinberg的三區(qū)間理論,結(jié)構(gòu)在隨機(jī)振動下的響應(yīng)呈高斯分布,通過模態(tài)擴(kuò)展和合并計(jì)算(表4),結(jié)合Mine線性累積損傷定律進(jìn)行疲勞計(jì)算。

      表4 高斯分布三區(qū)間法

      (4)

      (5)

      (6)

      (7)

      根據(jù)隨機(jī)振動仿真結(jié)果可知,優(yōu)化后的發(fā)動機(jī)支架最大等效應(yīng)力1σ為12.83 MPa,2σ為25.66 MPa,3σ為38.49 MPa。

      由材料的ε-N曲線擬合公式可得

      lgN=18.829 4-6.662 2lgσ

      (8)

      當(dāng)D=1時(shí),可得到壽命T:

      (9)

      得出T=44 831 167≈4.48×107,滿足GJB150.16A[7]振動環(huán)境要求。

      3 試驗(yàn)結(jié)果

      將優(yōu)化后的產(chǎn)品進(jìn)行生產(chǎn)制造,對安裝的后續(xù)機(jī)型進(jìn)行了一系列的系統(tǒng)試驗(yàn),未出現(xiàn)支架面板的裂紋問題,滿足飛行器包線中各任務(wù)段的使用要求。優(yōu)化后產(chǎn)品示意圖如圖9所示。

      圖9 優(yōu)化后產(chǎn)品示意圖

      4 結(jié)語

      本文針對某型無人機(jī)發(fā)動機(jī)支架建立動力學(xué)模型,并基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)得到了隨機(jī)振動的自相關(guān)函數(shù),確定了振動疲勞邊界條件,對結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)仿真和振動疲勞分析,得出飛行過程中發(fā)動機(jī)支架安裝凸臺容易產(chǎn)生應(yīng)力集中且發(fā)生振動疲勞損傷的結(jié)論。

      針對此問題,提出了修改凸臺連接處拔模角度的優(yōu)化方案,使用三區(qū)間理論對優(yōu)化后的凸臺結(jié)構(gòu)進(jìn)行疲勞計(jì)算,優(yōu)化后的疲勞壽命可達(dá)4.48×107,滿足實(shí)際工程要求,證明了分析方法和優(yōu)化方法的可靠性。

      本文提出的方法可以不局限于文中論述的結(jié)構(gòu)產(chǎn)品,還可應(yīng)用于其他以活塞類航空發(fā)動機(jī)為動力的無人機(jī)所受振動影響的結(jié)構(gòu)零部件的設(shè)計(jì)和校核工作。

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