基于ANSYS的某型直升機設備架斷裂故障分析

于 翔

(中國人民解放軍61267部隊，北京 101104))

0 引言

隨著直升機任務的變化和作戰功能的提升，越來越多精密的航空機載設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現。這些設備在直升機平臺上工作的穩定性和可靠性影響著設備效能的發揮，承載設備的平臺的穩定性直接影響著飛行的安全[1]。

1 故障現象

在某次飛行后檢查中，特設人員發現行李艙設備架底部有裂痕，約3cm(如圖1)。從斷裂的情況初步分析可能為疲勞引起的，故障產生的原因可能有：①支撐桿本身的質量問題，因為材料的原因導致強度不夠或者該處加工的原因導致應力集中；②該設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

該設備架上搭載有三臺機載設備。其中一臺固定在設備架上層，重量為1.5kg；兩臺固定在設備架下層，總重量為3kg。該設備架主要由設備安裝面板、支撐架、底座構成，底座與行李艙地板通過六角螺栓固連。設備架整體采用薄壁式框架結構，載荷集中的區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 設備架斷裂圖

圖2 建立模型

2.2 物理屬性及材料設置

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

2.3 模型約束條件設置

由于該型設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置為0。

2.4 網格劃分

根據實際情況，以3mm為標準劃分網格，共計劃分13936個節點，4834個單元(如圖3)。

圖3 網格劃分

2.5 靜力學分析

將模型參數引入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，較大應力出現在設備架上、下表面。在靜力作用下，設備架支撐桿應力水平較低，該斷裂現象應為非靜強度破壞，應是疲勞破壞引起的。同時也可發現設備架支撐桿處，斷裂位置應力水平相比其他位置較高。故而應對該設備架進行模態分析，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 振動模態分析

振動模態是彈性結構固有的整體特性[2]。通過模態分析方法了解結構物在某一易受影響的頻率范圍內的各階主要模態的特性，就可以分析判斷結構在此頻段內由于外部或內部各種振源作用而產生的實際振動響應。在結構動態設計及設備故障診斷時經常使用模態分析方法[3]。

具體分析過程：將結構物在靜止狀態下進行人為激振，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(傳遞函數)。通過對試驗導納函數的曲線擬合，識別出結構物的模態參數，從而建立起結構物的模態模型[4]。根據模態疊加原理，在已知各種載荷時間歷程的情況下，就可以預言結構物的實際振動的響應歷程或響應譜[5]。

其動力學方程為：

(1)

該結構的振動為簡諧振動，位移為正弦函數：

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階模態分析結果(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 固有模態頻率

圖6 各階振型

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

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

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

3 結論及改進措施

以部隊飛行期間所發生的設備架支撐桿斷裂故障現象為例，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，得到了該設備架的振型及形變特性，結合實際損傷分析可以得出結論：設備架支撐位置容易產生疲勞斷裂失效，必須預防和加強檢查。為防止此類現象發生，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；也可改進該設備架的設計方案，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。