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        基于ANSYS的某直升機尾梁管模態(tài)及諧響應分析

        2013-10-22 12:49:26劉進進尹明德張志龍
        機械工程與自動化 2013年1期
        關(guān)鍵詞:模態(tài)有限元振動

        劉進進,尹明德,張志龍

        (南京航空航天大學 機電學院,江蘇 南京 210016)

        0 引言

        直升機尾梁管是直升機機身的重要組成部分,它對直升機的平衡以及各種飛行動作的完成起到了決定性的作用,它的振動水平直接影響了直升機尾傳動系統(tǒng)的穩(wěn)定性及直升機整機的振動水平。直升機尾槳在工作時會有周期性的載荷傳到尾梁管上,為避免尾梁管產(chǎn)生過度振動,需要使尾梁管的固有頻率避開尾槳工作時產(chǎn)生的激振力頻率。因此在直升機優(yōu)化的過程中,需要計算尾梁管的固有頻率,并根據(jù)載荷進行諧響應分析,以此來判斷尾梁管是否滿足動力學設計要求,為后續(xù)的結(jié)構(gòu)設計提供依據(jù)。

        1 模態(tài)分析

        1.1 網(wǎng)格劃分

        根據(jù)尾梁管的結(jié)構(gòu)圖,在Pr o/E中建立尾梁管的CAD模型,并導入Hyper mesh中抽取中面和進行網(wǎng)格劃分。直升機尾梁管的有限元模型如圖1所示。

        圖1 直升機尾梁管的有限元模型

        1.2 邊界條件的定義與模態(tài)求解

        在實際中,結(jié)構(gòu)的動態(tài)特性往往受低階固有頻率及相應振型的影響較大,因此了解了結(jié)構(gòu)的前幾階固有頻率和振型便能研究結(jié)構(gòu)的動態(tài)響應。本文對直升機尾梁管的前6階模態(tài)特性進行了重點分析。

        在Hyper mesh中輸入相應的物理參數(shù):6061-T6鋁彈性模量為68.9 GPa,泊松比為0.33,密度為2 705 kg/m3,厚度為2 mm。并在尾梁管的安裝處周向施加位移約束。

        將有限元模型導入ANSYS中,在假設無阻尼和自由振動的情況下運用ANSYS對直升機尾梁管進行固有頻率和振型的有限元求解。圖2為直升機尾梁管前6階模態(tài)振型。

        1.3 模態(tài)分析結(jié)果

        模態(tài)分析結(jié)果的位移值是一個相對的量值(位移相對值),它表征各點在某一階固有頻率上振動量的相對比值,反映該固有頻率上振動的傳遞情況,并不反映實際振動的數(shù)值。模態(tài)分析的實質(zhì)是為了求解具有有限個自由度無外載荷和無阻尼狀態(tài)下的運動方程的特征向量(振型)和特征值(頻率),以避免外界激勵頻率和系統(tǒng)本身固有頻率相等時引起的共振。對直升機尾梁管的前6階固有頻率和振型的描述見表1。

        從圖2中可以看出,直升機尾梁管尾端(即帶有尾部導板一端)的位移較大。從表1中可以看出,直升機尾梁管的前6階固有頻率均較低,并且從第3階起都是耦合的模態(tài)。

        2 諧響應分析

        諧響應分析是為了求解結(jié)構(gòu)在承受隨時間按正弦規(guī)律變化的載荷時的穩(wěn)態(tài)響應,分析的目的是計算結(jié)構(gòu)在一個頻率范圍內(nèi)的振動情況,并得到其振動的幅值曲線。由于直升機尾梁管工作時長期受周期性載荷的作用,故對尾梁管僅僅進行模態(tài)分析的研究是不夠的。為確定其關(guān)鍵部位的響應,很有必要對尾梁管進行諧響應分析。

        在模態(tài)分析的基礎上,在ANSYS中對直升機尾梁管采用完全法進行諧響應分析,響應分析位移解的輸出格式選擇為幅值和相位角的輸出形式。由于直升機尾槳承受復雜的動態(tài)和靜態(tài)耦合載荷,根據(jù)力學等效原理,可以將尾槳轂的受力等效到尾梁管的尾部任一點上。根據(jù)相關(guān)數(shù)據(jù),計算得該直升機尾梁管在某一飛行狀態(tài)下的等效受力情況,見表2。

        圖2 直升機尾梁管前6階模態(tài)振型

        表1 直升機尾梁管的固有頻率及振型描述

        由于直升機尾梁管受靜態(tài)載荷和動態(tài)載荷,故在諧響應分析之前先對靜態(tài)量進行靜力分析(這里我們不做討論),然后再對動態(tài)量進行諧響應分析。求解條件為:在尾梁管節(jié)點125 803處加載表2中的載荷動態(tài)量并打開初應力效應開關(guān),求解頻段設置為0 Hz~200 Hz,載荷子步數(shù)為50步。對某飛行狀態(tài)下直升機尾梁管進行諧響應分析,得到激振頻率為0 Hz~200 Hz時尾梁管上的各節(jié)點的位移響應曲線,并結(jié)合模態(tài)振型在尾梁管上找出頻率響應較大的節(jié)點,輸出其位移-頻率的響應曲線。其中,在不考慮尾部導板位移的情況下,節(jié)點87 974處沿虛擬X、Y、Z軸的位移響應較大,導出其位移-頻率響應的數(shù)值并導入OriginPro軟件中繪出位移-頻率曲線,如圖3所示。

        表2 直升機尾梁管在某一飛行狀態(tài)下的等效受力

        圖3 節(jié)點87 974沿X、Y、Z方向位移隨頻率變化的曲線

        從圖3可以得出以下結(jié)論:直升機尾梁管的低階固有振型要比高階固有振型對其振動影響大,其固有頻率越低,對結(jié)構(gòu)的振動影響就越大,因而尾梁管的低階振型對其動態(tài)特性起決定作用,因此要避免外界載荷頻率過低對尾梁管造成破壞;尾梁管沿X、Y、Z向產(chǎn)生的較大響應均在尾梁管固有頻率32.324 Hz、46.181 Hz和78.888 Hz處,而在其余固有頻率處振動的幅值均較小,其中尾梁管沿X向在32.324 Hz處達到最大振幅3.254×10-5m,沿Y向在46.181 Hz處達到最大振幅1.152×10-4m,沿Z向在32.324 Hz處達到最大振幅1.011×10-3m;尾梁管節(jié)點87 974的X向響應比Y向小一個數(shù)量級,這與X向的剛度大于Y向剛度有關(guān),而Y向的響應比Z向的響應也小一個數(shù)量級,這與Z向的初始應力有關(guān);從圖3(a)中曲線的數(shù)值來看,尾梁管在工作時X向的響應可以在不發(fā)生共振的情況下忽略。

        3 結(jié)論

        本文利用Pro/E軟件對直升機尾梁管進行了建模,利用Hyper mesh對其進行了網(wǎng)格的劃分,并利用ANSYS軟件對其進行了模態(tài)及諧響應分析。通過模態(tài)分析得到了尾梁管的前6階固有頻率及其相對應的振動模態(tài);通過諧響應分析得到了直升機在某飛行模式下尾梁管在頻率0 Hz~200 Hz激勵下的最大響應。對尾梁管的模態(tài)及諧響應分析結(jié)果表明:尾傳動系統(tǒng)的工作頻率越高,對尾梁管的振動影響越小。這一分析結(jié)果對直升機尾傳動系統(tǒng)的減振工作具有重要的參考價值,為進一步研究其振動特性提供了基礎和依據(jù)。

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