機載刀形天線結構振動排故過程及方法

寇寶智，蘇 越，盧曉東

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安710089）

某型雙發飛機更換了安裝于左發動機下的新型刀形天線并配裝了新型發動機裝置，正常飛行多架次后未見異常，但在進行發動機相關科目試飛過程中，多架次飛行后檢查發現該刀形天線結構根部及天線連接口蓋出現損壞。隨后對連接口蓋進行結構加強，更換新的天線及口蓋后，通過多架次發動機科目試飛后發現天線根部有裂紋出現。

該刀形天線結構異常振動情況主要涉及的因素有新的天線結構、安裝位置于左發動機下的機體上以及飛行科目是發動機相關科目。新的天線結構為復合材料結構，天線面積較原天線有所增大，可能造成飛行中受到的氣動力有所增大。新天線結構安裝靠近發動機，動力裝置帶來的振動載荷可能是其中的因素。發動機試飛科目涉及各種左右發動機狀態的不同步操作，急推或急收油門桿等操作以及形成的特殊試飛動作，可能帶來某種與發動機相關或飛機姿態變化引起的擾流相關的振動突增因素。

該刀形天線設計靜強度及實驗室校核的靜強度均較大，天線破壞是多次飛行試驗后造成的，認為該天線破壞并非靜強度不夠的問題。飛機涉及到氣動彈性相關問題的結構振動往往破壞力大且發生迅速，如某型飛機發生的方向舵旋轉與垂尾的耦合顫振[1]。由于天線自身結構設計中，尺寸較小、剛度較大且各階模態頻率分布較遠，造成自激振動或其他的氣動彈性問題的可能性也較小。所以根據該刀形天線結構破壞涉及的具體飛行狀態及飛機狀況，重點考慮發動機旋轉部件的機械源強迫振動及飛行中特殊狀態下的強擾流激勵強迫振動兩種情況。

1 典型振源振動分析

飛機上的振動載荷源主要有氣動力源、機械源、動力裝置源和其他動載荷源，其中氣動力源振動和機械源振動是飛機表面突出結構排故中最常見的兩種振源。

氣動力源振動一般表現在有前方來流受到擾動造成的結構在氣流中的強迫振動，如機翼來流、發動機尾流對平尾或垂尾造成的擾動。圖1 所示為某型單垂尾飛機背部減速板打開時，垂尾振動突增的情況，正常段該垂尾尖部振動情況及受氣流擾動后該垂尾尖部振動頻譜對比如圖2 所示。可以看出，該垂尾三個主要模態頻率的振動量值明顯增加。

圖1 某型機減速板打開過程垂尾尖部振動情況

圖2 正常段及受擾后垂尾尖部振動頻譜對比

機械源振動表現在機體中其他動部件，如發動機、減速器、螺旋槳等旋轉部件的強迫激勵。如某翼吊發動機民機中發動機旋轉頻率對機翼上某部件結構造成的強迫振動激勵，如圖3 所示。該機翼的這一部件中一階固有頻率為36 Hz 左右，所以當發動機低壓轉子轉速達到36 Hz 左右時，該部件的振動量值有突增，且整個部件的振動主要頻率與轉速變化基本一致。

圖3 機翼的某一部件受發動機轉速影響振動情況

氣動力源造成振動的主要振動頻率均為結構的固有頻率，各階振動模態均有所增加，時域上偏隨機特征；機械源中與旋轉部件相關的振動其振動頻率主要與旋轉部件的工作頻率有關，且在該工作頻率接近結構固有模態頻率時，結構有振動突增，響應偏向單頻簡諧振動樣式。動力裝置源振動，這種情況一般在靠近動力裝置的機艙內、發動機機匣內，受發動機進氣及尾氣影響較大的結構部件上。一般發動機整機振動異常問題主要是轉子、靜子碰磨造成的，與發動機狀態變化過程相關的振動異常問題原因相對復雜[2]。

2 振動排故過程及方法

地面模態試驗作為振動排故中常用的手段及基礎數據獲取方法，其能夠有效給出結構的固有模態頻率及振形，為飛行試驗數據分析提供基礎數據支持。分別進行機上配裝尺寸略大的新型天線和配裝原天線兩種配置的地面試驗。

通過地面模態試驗可得到該天線的主要模態頻率為一彎63.5 Hz，二彎348.1 Hz，一扭為526.4 Hz。配裝新型天線的試驗結果類似，分別為一階彎曲模態為53.7 Hz，二階彎曲模態為356.5 Hz，一階扭轉模態為517.1 Hz。

為了保障飛行進度和安全，不宜再次使用新的尺寸較大的天線進行飛行測試，安裝原小型天線進行飛行測試，從地面試驗結果可以看出，兩個天線固有頻率基本分布變化不大，對振動異常發生機理的探索是沒有太大影響的。考慮天線的安裝結構特征，在天線底板內側安裝法向振動傳感器，作為一種振動變化的參數來反映整個天線及底板系統的振動量值。

重復故障發生前發動機科目相關飛行試驗，選取飛行高度10 km、馬赫數0.7 的正常段及突增段兩段振動數據進行對比分析，如圖4 所示。可以發現頻域上低頻段69.1 Hz 頻率左右的振動量值明顯增大。這一頻率與地面試驗結果中天線一階彎曲模態頻率63.5 Hz 較為接近，考慮飛行中的氣動剛度影響，一般一階彎曲模態頻率都會升高，二者比較吻合。這種情況與氣動源誘發的振動情況類似，考慮低頻模態振動增大更易造成結構損壞，所以重點考慮該一階彎曲模態，以69 Hz 左右頻譜量值為天線整體振動量值參考指標。

圖4 10 km、0.7 馬赫正常段及突增段振動頻域對比圖

為了進一步明確誘發振動異常的機理，對具體的典型整架次數據進行分析，該架次從地面準備開車到降落停車總計約60 多分鐘。重點分析69 Hz 左右振動量值與氣動角、氣壓高度、馬赫數和左/右發動機的油門桿位置、高壓轉速、低壓轉速這些參數之間的聯系。

飛行時間段13～56 min 之間氣動夾角與振動量值之間的關系如圖5 所示。振動量值與側滑角與迎角的變化均沒有強的線性關系，所以氣動角引起的天線相對來流的姿態變化對振動量值影響不大。

圖5 整架次飛行中側滑角、迎角與振動量值對比

選取該典型發動機科目試飛整架次中氣壓高度、馬赫數、左右油門桿位置、左右發動機高壓轉子轉速、左右發動機低壓轉子轉速作為參考因素分析整架次天線振動量值的變化，如圖6 所示。針對圖中標出振動量值突然變大的6 處情況進行分析。全程左、右發動機高壓轉子轉速最低在202 Hz 左右，左、右發動機低壓轉子轉速最低在77 Hz 左右，且只持續在起飛著陸階段，其他飛行階段內振動量值突增的時間段內轉速均遠大于77 Hz，所以可以排除發動機旋轉部件為振動源而形成強迫振動這一因素。

圖6 整架次飛行中氣壓高度、馬赫數及發動機相關參數與振動量值對比圖

第一處振動量值突增發生在12～13 min 之間，為飛機開車、加油門、滑跑起飛階段，在地面與飛機間有較強擾流，天線安裝于機腹左側發動機下，所以造成振動量值突增，隨著脫離地面，這種影響因素消失，振動量值迅速衰減。

第二處振動量值突增發生在18～20 min 之間，為發動機試飛科目動作內容。在18 min 處保持右發油門不變，迅速收左發油門，此時左發動機高、低壓轉子轉速迅速降低，右發動機保持，振動量值突增，在20 min 隨著馬赫數的降低，動壓的降低造成擾流能量的降低，振動量值迅速減小。

第三處振動量值突增發生在28～31 min 之間，為發動機試飛科目動作內容。在28 min 處保持右發油門不變，迅速收左發油門，此時左發動機高、低壓轉子轉速迅速降低，右發動機保持，振動量值突增；在31 min 推左發油門，同時收右發油門，振動量值突然減弱。這段數據高度及馬赫數均保持不變，馬赫數較大，動壓較大。

第四處振動量值突增發生在39～48 min 之間，為發動機試飛科目動作內容。在36.5 min 處迅速推左發油門，收右發油門，振動量值未有增加；在39.5 min 收左發油門，同時推右發油門，振動量值突增，此段持續到42 min。在42 min試飛動作結束，同時收左、右發油門，且降低高度和速度，振動量值持續保持一段較大水平后，在46 min 和48 min 推兩次左、右發油門，保持飛機在較低馬赫數飛行，此時振動量值逐漸減弱到正常水平。

第五處振動量值突增發生在50～53 min 之間，為正常減速降高度準備著陸階段。在50 min 左右同時略收左、右發動機油門，保持左、右發動機油門同步，此時振動量值有所增加，但增幅較前幾處量值很小，這與發動機油門收的大小和較低馬赫數有關。

第六處振動量值突增發生在54.5～56.5 min 之間，為著陸滑跑階段。在54.5 min 開始調整飛機降落狀態，左、右發動機油門有連續的變化，且和第一處情況類似，靠近地面，機腹擾流較強，此時振動量值有所增加，但增幅量值較小。

綜上所述，較大速壓和左發突收油門這兩個直接因素造成強氣流擾動，形成了天線結構的強迫振動量值突增。天線結構安裝于左發動機下沿左發進氣口來流方向，左發突收油門，進氣道口強氣流擾動會打到天線上形成振動突增。以上分析是在原較小尺寸面積天線通過地面及飛行試驗數據分析的基礎上得出，而新天線尺寸有所增大，受氣流擾動時，受載就會更大，振動環境就會更加惡劣，多批次的強振動最終造成了天線結構及安裝底板的損壞。

3 結論

本次機載刀形天線振動異常是由氣流擾動引起的，振動響應表現為結構主要模態振動量值均有所增大，振動量值受動壓影響比較大。通過典型整架次飛行參數與振動量值相關性對比分析推測本次天線振動異常與左發動機突收油門有密切關系。

建議設計類似機載刀形天線結構的機體突出結構，除考慮功能實現效果，還需考慮特殊工況下前方有強擾流的結構承載情況。