基于有限元計算及動力學試驗的某型直升機雷達平臺結構優化

范學偉

摘 要：某型直升機飛行過程駕駛艙振動水平偏大，通過系列措施定位于雷達安裝平臺動力學特性不佳，需進行調頻設計，通過有限元計算、動力學試驗結果對雷達平臺的局部結構進行優化，通過飛行試驗驗證結構優化的有效性。

關鍵詞：雷達平臺;調頻設計;結構優化

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

0 引言

某型直升機飛行過程中駕駛艙振動偏大，嚴重影響乘員舒適性及任務完成，為解決此問題，進行相關排查工作，包括計算分析，動力學試驗，振動水平測試等，定位于雷達安裝平臺局部動力學特性不佳，與旋翼激勵頻率24Hz較近造成局部共振，由于雷達位于駕駛艙附近，遂造成駕駛艙振動偏大，基于有限元計算及動特性試驗結果進行雷達平臺結構優化，進行調頻設計，使駕駛艙振動降低至舒適水平。

1 問題定位

問題發生后進行了飛行振動水平測試，在某特定重量及重心狀態下，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，嚴重影響了乘員舒適性。限于直升機特點，直升機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，以不影響機載設備正常工作，且具有可接受的乘員舒適性[1-2]。

對于此型直升機，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、機體結構傳遞到駕駛艙;另一方面主槳葉下洗氣流也會對駕駛艙振動產生影響。本問題共3個可能的底事件導致駕駛艙振動大，進行了相關排查工作：

（1）進行相關工藝檢查排除旋翼系統錐體動平衡不佳原因;

（2）通過對主減隔振系進行工藝檢查排除系統性能下降原因;

（3）此型號為某定型型號的小改型，初步認為有關加改裝導致了整機或局部振動特性不佳，引起全機或局部振動水平變大。所以初步認為機頭加裝大質量雷達后導致局部動特性不佳進而惡化駕駛艙振動。

根據以上排查結果，對雷達進行模態分析，原雷達平臺結構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，雷達基于螺栓連接于平臺中間法蘭處。

前三階模態計算結果如表2所示，進行的動特性試驗頻響曲線如圖3所示。

雷達安裝平臺原狀態頻響曲線在24Hz附近存在峰值頻率為23.8Hz。動特性計算及試驗結果都表明：雷達平臺局部垂向固有模態靠近旋翼激勵頻率24Hz。會導致雷達及附件局部結構振動變大，需進行雷達平臺調頻設計。

2 雷達安裝平臺結構優化

基于開展的計算分析、動特性試驗及振動實測數據分析，需要對雷達平臺局部結構進行優化，調整其固有頻率以避開旋翼激勵頻率[3]。

綜合考慮相關因素，進行了降低平臺剛度調低固有頻率的嘗試，首先計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。同時為了滿足靜強度及疲勞強度進行了局部加強，結構模型如圖4所示。

模態計算結果顯示雷達平臺固有頻率明顯降低，遂對結構實施更改，進行動特性試驗，結構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，計算及實驗結果表明結構優化后雷達平臺固有頻率避開激勵頻率24Hz，認為可以有效降低附近位置處振動水平。

3 飛行驗證

相同飛行狀態下，進行試飛驗證。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，由優化前的0.4g左右降至0.15g左右，腳蹬地板處振動水平稍微有下降，量值都符合行業標準要求，且得到乘員的認可，如圖6-7所示。

4 結語

針對此型直升機駕駛艙振動偏大問題，在開展計算分析、動特性試驗和振動試飛綜合排查準確定位了問題原因，并針對性的提出了雷達平臺結構調頻優化方案，實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]。在直升機前期研制過程中，對機身局部及部件進行動力學仿真分析試驗，確定其是否符合設計要求。此方法可為直升機后續相關振動問題解決提供一定的依據和參考，可節約設計成本提高了設計效率。

參考文獻

[1] 航空航天工業部科學技術研究院.直升機動力學手冊[M].北京：航空工業出版社，1991.

[2] 諾頓M.P.工程噪聲和振動分析基礎[M].北京：北京航空工業出版社，1993.

[3] 林家浩.結構動力優化設計發展綜述[J].力學進展，1983，13（04）：423-431.

[4] 陳建軍，車建文，崔明濤，等.結構動力優化設計述評與展望[J].力學進展，2001，31（02）：181-192.

[5] 顧松年，徐斌，榮見，等.結構動力學設計優化方法的新進展[J].機械強度，2005，27（02）：156-162.