沈安瀾，侯寶紅，葉宏克

(1.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.解放軍66350部隊，河北 保定 071000；3.廣州航新航空科技股份有限公司，廣東 廣州 510000)

0 引言

某型直升機(jī)在外場飛行過程中，出現(xiàn)左發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣徑向振動偏大的情況，影響該架機(jī)正常開展飛行訓(xùn)練?，F(xiàn)象描述為：在地面開車過程中，該發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣以及附件機(jī)匣振動水平正常，且與右發(fā)相同位置處振動水平對比基本一致；在直升機(jī)進(jìn)行正?？罩酗w行以及懸停等飛行狀態(tài)下，左發(fā)排氣機(jī)匣徑向振動水平顯著增加，左發(fā)附件機(jī)匣以及右發(fā)各測點徑向振動水平正常。

本文通過理論分析、有限元仿真分析以及試驗等手段，對該架機(jī)排氣機(jī)匣徑向振動水平偏高問題進(jìn)行分析。根據(jù)計算分析結(jié)果和試驗結(jié)果，確定了該架直升機(jī)左發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣徑向振動偏大的原因，制定了相應(yīng)的解決措施。經(jīng)實際飛行驗證，改進(jìn)后該架機(jī)排氣機(jī)匣處傳感器采集的振動水平明顯降低，表明改進(jìn)措施有效，并進(jìn)一步驗證了排氣機(jī)匣出現(xiàn)徑向振動水平偏高是由于傳感器自身安裝頻率不佳引起的。

1 故障原因分析

該型直升機(jī)裝備了機(jī)載振動測試系統(tǒng)，該機(jī)載測試系統(tǒng)采集了發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣飛行振動數(shù)據(jù)。為了確定該架機(jī)左發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣飛行中徑向振動偏大的問題原因，開展振動數(shù)據(jù)分析、理論分析和有限元仿真分析，并基于分析結(jié)果進(jìn)行了傳感器安裝動特性測試等工作。

1.1 振動數(shù)據(jù)分析

對故障機(jī)左發(fā)振動數(shù)據(jù)進(jìn)行處理與分析。該發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣徑向以696.6Hz下振動為主，在飛行過程中最大振幅約為11g左右，同時該發(fā)動機(jī)附件機(jī)匣696.6Hz下徑向振動水平為2g左右，對比右發(fā)相同位置處徑向振動水平，附件機(jī)匣以及排氣機(jī)匣徑向振動水平均為2g左右，并且左發(fā)和右發(fā)排氣機(jī)匣348.3Hz下徑向振動水平正常。因此導(dǎo)致該振動問題的可能的原因主要有兩方面：一是該發(fā)動機(jī)某處存在局部共振，造成發(fā)動機(jī)在696.6Hz頻率下徑向振動水平過大；二是傳感器自身安裝動特性不佳，使得傳感器徑向安裝頻率靠近696.6Hz的激勵頻率，引起傳感器在696.6Hz頻率徑向振動水平過大，造成傳感器采集的信號并非發(fā)動機(jī)真實的振動信號。

若由于該發(fā)動機(jī)某處存在696.6Hz局部共振，造成發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣在該頻率下徑向振動水平過大，則同臺發(fā)動機(jī)附件機(jī)匣測點在696.6Hz頻率下徑向振動水平也會出現(xiàn)相應(yīng)增大的情況，但事實上該發(fā)動機(jī)附件機(jī)匣測點處徑向振動水平并未出現(xiàn)明顯增大。因此，基于以上分析，造成該發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣徑向振動偏大的原因應(yīng)為排氣機(jī)匣加速度傳感器自身動特性不佳。

1.2 理論計算

基于1.1節(jié)的分析結(jié)果，為了確定左發(fā)排氣機(jī)匣振動的原因，對排氣機(jī)匣傳感器安裝頻率進(jìn)行理論計算分析。

如圖1所示，加速度傳感器安裝支座為L形角片，加速度傳感器通過3個螺栓與安裝支座上端面連接，安裝支座側(cè)面通過2個螺栓與發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣進(jìn)行連接，加速度傳感器的質(zhì)量約為94g。假設(shè)發(fā)動機(jī)與傳感器安裝支座連接處剛硬，因此將傳感器安裝支座簡化為一端固定的L形懸臂梁，如圖2所示。

根據(jù)材料力學(xué)基本理論[1]計算其剛度，再根據(jù)振動基本理論[2]計算得到傳感器的徑向安裝頻率。具體計算過程如下：

受純彎矩作用下的梁，其撓度可以近似表達(dá)為：

(1)

其中，ω表示撓度，M(x)表示截面處受到的彎矩，x為梁上所求截面的坐標(biāo)，EI為截面的彎曲剛度(E為材料的彈性模量，I為截面慣性矩)。

根據(jù)式(1)計算得到BC段梁的轉(zhuǎn)角為：

(2)

因此B點的徑向位移為：

(3)

在集中力F作用下AB段梁A點的撓度為：

(4)

A點在集中載荷F作用下的撓度為：

(5)

式(5)中IAB≈IBC=I，從而得到傳感器安裝支座整體剛度k為：

(6)

根據(jù)振動基本理論，計算得到傳感器的安裝頻率為：

(7)

傳感器安裝支座材料為鋼，主要尺寸如圖3所示。將傳感器安裝支座尺寸參數(shù)和材料參數(shù)代入式(7)計算得到傳感器安裝頻率f=728Hz，考慮到支座厚度公差帶為±0.125mm,計算安裝頻率隨支座厚度的變化趨勢，如圖4所示。

圖3 傳感器支座主要結(jié)構(gòu)尺寸

圖4 安裝頻率隨支座壁板厚度變化趨勢圖

根據(jù)圖4所示，傳感器安裝頻率隨支座厚度增大而增加，當(dāng)支座厚度變化范圍為3.8mm～4.2mm，傳感器安裝頻率變化范圍為674Hz～784Hz。因此當(dāng)傳感器安裝支座厚度增大時，并且在不考慮連接剛度的情況下，頻率變化范圍內(nèi)已經(jīng)包含696.6Hz激勵頻率。根據(jù)振動理論和相關(guān)文獻(xiàn)，連接剛度對系統(tǒng)安裝頻率有較大的影響[2,5]。為了進(jìn)一步分析傳感器安裝支座連接剛度對其安裝頻率的影響，計算連接剛度與安裝支座整體剛度比在0.1k～10k(k為4mm壁厚時傳感器安裝支座整體剛度)變化區(qū)間內(nèi)傳感器安裝頻率的變化曲線，如圖5所示。

圖5 傳感器安裝頻率隨連接剛度變化趨勢圖

根據(jù)圖5所示，傳感器安裝頻率(傳感器支座壁厚不變?yōu)?mm)隨著連接剛度增大而增大，當(dāng)連接剛度達(dá)一定量值后，頻率的變化率逐漸減小，當(dāng)連接剛度為傳感器安裝支座整體剛度的5～10倍，傳感器安裝頻率變化范圍為665Hz～694Hz。假設(shè)連接剛度為傳感器安裝支座整體剛度的10倍，結(jié)合傳感器支座厚度變化范圍(3.8mm～4.2mm)，計算得到傳感器安裝頻率變化范圍為643Hz～747Hz。

根據(jù)現(xiàn)有的假設(shè)和傳感器結(jié)構(gòu)尺寸計算結(jié)果可知，696.6Hz激勵頻率已經(jīng)落入傳感器安裝頻率變化范圍內(nèi)，因此在傳感器安裝支座尺寸以及連接剛度等因素綜合影響下，該故障機(jī)左發(fā)排氣機(jī)匣振動偏大的原因可能是由于傳感器支座結(jié)構(gòu)尺寸偏差或連接剛度發(fā)生變化等因素的影響，使得傳感器自身安裝頻率靠近696.6Hz激勵頻率，引起傳感器自身共振，導(dǎo)致傳感器自身振動水平遠(yuǎn)大于排氣機(jī)匣的真實振動水平。

1.3 有限元仿真分析

為了驗證理論分析結(jié)果，同時確定傳感器安裝頻率，利用有限元分析軟件，開展有限元仿真分析[3,4]。有限元模型采用10節(jié)點四面體單元并利用集中質(zhì)量點模擬傳感器的質(zhì)量，利用剛體元將集中質(zhì)量點與傳感器安裝支座連接，如圖6所示。

利用有限元模型計算得到3000Hz以內(nèi)傳感器安裝頻率(安裝支座壁厚為4mm)，如圖7和圖8所示，其中1000Hz以內(nèi)的傳感器徑向安裝頻率僅存在徑向一階彎模態(tài)，頻率為725Hz，理論計算結(jié)果與有限元計算結(jié)果一致。

圖6 傳感器安裝支座有限元模型

圖7 傳感器支座徑向一階彎曲模態(tài)

圖8 傳感器支座側(cè)向一階彎曲模態(tài)

1.4 動特性試驗

根據(jù)1.2和1.3節(jié)的計算結(jié)果，假設(shè)連接為剛硬，傳感器支座壁厚為4mm時傳感器安裝頻率為725Hz。但考慮到連接剛度的影響，傳感器實際安裝頻率會比計算值偏低。傳感器安裝支座連接于發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣上，發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，因此無法對其連接剛度進(jìn)行估算。為了準(zhǔn)確得到裝機(jī)狀態(tài)下傳感器的實際安裝頻率，進(jìn)一步確定排氣機(jī)匣振動水平偏高的原因，在計算分析的基礎(chǔ)上，對比測量振動水平偏高和正常兩種狀態(tài)下的傳感器安裝頻率，并同步測量上述兩種狀態(tài)下的傳感器安裝支座的結(jié)構(gòu)尺寸。

試驗采用錘擊法單點激勵單點采集方式進(jìn)行傳感器安裝頻率測試，同時利用游標(biāo)卡尺測量傳感器安裝支座的壁厚，得到發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣振動狀態(tài)與傳感器安裝頻率和傳感器安裝支座壁厚的對應(yīng)關(guān)系，結(jié)果如圖9、圖10和表1所示。

圖9 4.1mm壁厚的傳感器頻響曲線

圖10 4.2mm壁厚的傳感器頻響曲線

表1 傳感器安裝頻率測試結(jié)果

2 解決措施及飛行驗證

通過理論計算、有限元仿真計算以及試驗測試等方法，得到了排氣機(jī)匣振動水平偏高和振動水平正常的兩種狀態(tài)下傳感器安裝頻率和傳感器安裝支座的壁厚，初步確認(rèn)了排氣機(jī)匣振動水平偏高的原因為：傳感器安裝支座壁厚4.2mm超過了尺寸要求，導(dǎo)致傳感器安裝頻率靠近696.6Hz激勵頻率，從而引起傳感器自身振動水平偏高。

針對排氣機(jī)匣振動水平偏高的原因，制定了如下解決措施：

1) 更換壁厚為4.1mm的傳感器支座，進(jìn)行飛行驗證；

2) 改進(jìn)傳感器安裝支座結(jié)構(gòu)設(shè)計，進(jìn)一步提高傳感器安裝頻率，避開696.6Hz激勵頻率。

由于對現(xiàn)有的傳感器安裝支座進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化并完成新傳感器支座的加工制造所需要的周期較長，無法滿足現(xiàn)場條件以及進(jìn)度要求，因此先期更換4.1mm壁厚的傳感器支座進(jìn)行飛行驗證。經(jīng)驗證，在同樣飛行狀態(tài)下，該架機(jī)該發(fā)動機(jī)排氣機(jī)匣振動水平從11g降低為2g。

飛行驗證結(jié)果表明解決措施有效，同時也從另一方面明確了該架機(jī)排氣機(jī)匣振動水平偏高問題的原因是由于傳感器安裝支座壁厚尺寸超差導(dǎo)致傳感器安裝頻率靠近激勵頻率引起的傳感器自身振動水平偏高。

3 結(jié)論

為了解決某架機(jī)飛行過程中排氣機(jī)匣出現(xiàn)的振動水平偏高的問題，通過計算分析和試驗測試，確定了問題原因，制定了相應(yīng)的解決措施，并經(jīng)過實際飛行驗證，得出如下結(jié)論：

1)理論計算結(jié)果與有限元仿真計算結(jié)果吻合度較好，并與試驗結(jié)果一致性較好，在處理類似外場問題時可以利用理論計算進(jìn)行快速分析，指明排故方向，有利于問題的快速解決；

2)傳感器支座結(jié)構(gòu)設(shè)計以及支座連接剛度對傳感器安裝頻率有較大的影響，在利用傳感器進(jìn)行振動水平采集時，特別是需要采集高頻振動水平時，需要考慮傳感器安裝頻率；

3)建議后續(xù)在進(jìn)行傳感器支座設(shè)計時，可以參照傳感器采集頻率的上限，并充分考慮傳感器連接剛度以及支座加工時的公差等因素進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計，避免后續(xù)出現(xiàn)類似的問題；

4)本文基于計算分析結(jié)果和試驗結(jié)果，確定了故障原因，制定了相應(yīng)的解決措施，經(jīng)實際飛行驗證，排氣機(jī)匣振動水平明顯降低，驗證了分析結(jié)果的準(zhǔn)確性和解決措施的有效性，保證了該機(jī)正常開展飛行訓(xùn)練，并為后續(xù)類似問題的解決提供了思路。