于 翔

(中國人民解放軍61267部隊(duì)，北京 101104))

0 引言

隨著直升機(jī)任務(wù)的變化和作戰(zhàn)功能的提升，越來越多精密的航空機(jī)載設(shè)備被加裝到直升機(jī)平臺，有些機(jī)械疲勞、損傷必須及早預(yù)防和發(fā)現(xiàn)。這些設(shè)備在直升機(jī)平臺上工作的穩(wěn)定性和可靠性影響著設(shè)備效能的發(fā)揮，承載設(shè)備的平臺的穩(wěn)定性直接影響著飛行的安全[1]。

1 故障現(xiàn)象

在某次飛行后檢查中，特設(shè)人員發(fā)現(xiàn)行李艙設(shè)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(chǎn)生的原因可能有：①支撐桿本身的質(zhì)量問題，因?yàn)椴牧系脑驅(qū)е聫?qiáng)度不夠或者該處加工的原因?qū)е聭?yīng)力集中；②該設(shè)備架振動過載引起支撐桿疲勞斷裂。

2 故障仿真計(jì)算及分析

2.1 幾何模型建立

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

圖2 建立模型

2.2 物理屬性及材料設(shè)置

為便于進(jìn)行受力分析，在不影響受力特性的前提下，在分析時(shí)將設(shè)備架上搭載的機(jī)載設(shè)備簡化為外部載荷，作用于設(shè)備架面板表面。該設(shè)備架各部分均由硬鋁合金構(gòu)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(shè)置

由于該型設(shè)備架底座通過四個(gè)螺栓與行李艙地板相連，故模型邊界約束端自由度均設(shè)置為0。

2.4 網(wǎng)格劃分

根據(jù)實(shí)際情況，以3mm為標(biāo)準(zhǔn)劃分網(wǎng)格，共計(jì)劃分13936個(gè)節(jié)點(diǎn)，4834個(gè)單元(如圖3)。

圖3 網(wǎng)格劃分

2.5 靜力學(xué)分析

將模型參數(shù)引入ANSYS軟件進(jìn)行分析，首先進(jìn)行靜力學(xué)分析，得到形變分布云圖(如圖4)，應(yīng)力云圖(如圖5)。分析應(yīng)力云圖可得出，較大應(yīng)力出現(xiàn)在設(shè)備架上、下表面。在靜力作用下，設(shè)備架支撐桿應(yīng)力水平較低，該斷裂現(xiàn)象應(yīng)為非靜強(qiáng)度破壞，應(yīng)是疲勞破壞引起的。同時(shí)也可發(fā)現(xiàn)設(shè)備架支撐桿處，斷裂位置應(yīng)力水平相比其他位置較高。故而應(yīng)對該設(shè)備架進(jìn)行模態(tài)分析，研究直升機(jī)機(jī)體振動對支撐桿的影響。

圖4 形變云圖

圖5 應(yīng)力云圖

2.6 振動模態(tài)分析

振動模態(tài)是彈性結(jié)構(gòu)固有的整體特性[2]。通過模態(tài)分析方法了解結(jié)構(gòu)物在某一易受影響的頻率范圍內(nèi)的各階主要模態(tài)的特性，就可以分析判斷結(jié)構(gòu)在此頻段內(nèi)由于外部或內(nèi)部各種振源作用而產(chǎn)生的實(shí)際振動響應(yīng)。在結(jié)構(gòu)動態(tài)設(shè)計(jì)及設(shè)備故障診斷時(shí)經(jīng)常使用模態(tài)分析方法[3]。

具體分析過程：將結(jié)構(gòu)物在靜止?fàn)顟B(tài)下進(jìn)行人為激振，通過測量激振力與響應(yīng)并進(jìn)行雙通道快速傅里葉變換(FFT)分析，得到任意兩點(diǎn)之間的機(jī)械導(dǎo)納函數(shù)(傳遞函數(shù))。通過對試驗(yàn)導(dǎo)納函數(shù)的曲線擬合，識別出結(jié)構(gòu)物的模態(tài)參數(shù)，從而建立起結(jié)構(gòu)物的模態(tài)模型[4]。根據(jù)模態(tài)疊加原理，在已知各種載荷時(shí)間歷程的情況下，就可以預(yù)言結(jié)構(gòu)物的實(shí)際振動的響應(yīng)歷程或響應(yīng)譜[5]。

其動力學(xué)方程為：

(1)

該結(jié)構(gòu)的振動為簡諧振動，位移為正弦函數(shù)：

x=xsinωt

(2)

代入運(yùn)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(tài)分析結(jié)果(如表1)。為便于觀察變形情況，采用True Scale模式查看對應(yīng)形變云圖(如圖6)。

表1 固有模態(tài)頻率

圖6 各階振型

結(jié)合GJB 779-1989 《機(jī)載電子設(shè)備機(jī)箱和安裝架通用規(guī)范振動試驗(yàn)規(guī)定》第5.4規(guī)定及GJB 150.16-86《軍用裝備實(shí)驗(yàn)室環(huán)境試驗(yàn)方法》第2.3.6條對直升機(jī)振動要求的規(guī)定，可知該型直升機(jī)的主要激勵(lì)頻率應(yīng)為5Hz～55Hz[6]。

由模態(tài)分析結(jié)果可知，1-3階為設(shè)備架上表面及支撐桿的振動與扭動，4階為設(shè)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(dāng)直升機(jī)機(jī)體產(chǎn)生35.916Hz～44.063Hz振動時(shí)，設(shè)備架會與機(jī)體產(chǎn)生共振，從而導(dǎo)致支撐桿部位發(fā)生振動與扭轉(zhuǎn)。

綜上所述，在直升機(jī)主要激勵(lì)頻率達(dá)到該型設(shè)備架1-4階固有模態(tài)頻率時(shí)，會在支架與設(shè)備架表面連接處產(chǎn)生較高的循環(huán)應(yīng)力，導(dǎo)致支撐桿產(chǎn)生斷裂。

3 結(jié)論及改進(jìn)措施

以部隊(duì)飛行期間所發(fā)生的設(shè)備架支撐桿斷裂故障現(xiàn)象為例，通過利用soildworks進(jìn)行幾何建模，利用ANSYS軟件對模型進(jìn)行有限元分析，得到了該設(shè)備架的振型及形變特性，結(jié)合實(shí)際損傷分析可以得出結(jié)論：設(shè)備架支撐位置容易產(chǎn)生疲勞斷裂失效，必須預(yù)防和加強(qiáng)檢查。為防止此類現(xiàn)象發(fā)生，可選擇剛度更強(qiáng)的材料制作支撐桿，或加入加強(qiáng)筋以提高固有特性；也可改進(jìn)該設(shè)備架的設(shè)計(jì)方案，使其固有頻率高于直升機(jī)激勵(lì)頻率，并且在飛行前后加強(qiáng)檢查。