孫 敬，卞軍振，王學(xué)利

(1.中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司 工程技術(shù)中心，西安 710089； 2.中航光電科技股份有限公司 防務(wù)研究院，河南 洛陽(yáng) 471000)

0 引言

飛機(jī)駕駛艙是機(jī)組人員與飛機(jī)、地面和導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行信息交互的重要場(chǎng)所。飛機(jī)駕駛艙應(yīng)確保飛行人員適時(shí)獲取有關(guān)信息，并據(jù)此對(duì)飛機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)操控以保證飛行安全。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)是彈性體的組合，每一部件都有自身固有的模態(tài)特性，在載荷的作用下可引起飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抖振和振動(dòng)。因民航規(guī)章規(guī)定要求，飛機(jī)抖振和振動(dòng)已成為飛機(jī)設(shè)計(jì)研制和研究工作主要考慮的因素之一。飛機(jī)駕駛艙作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重要組成部分，其振動(dòng)會(huì)給飛機(jī)飛行安全帶來(lái)影響，可產(chǎn)生駕駛艙內(nèi)主要部件、儀表設(shè)備等振動(dòng)疲勞失效，降低使用壽命，影響駕駛員對(duì)儀表設(shè)備信息的輸入和讀取等負(fù)面作用，飛機(jī)駕駛艙的振動(dòng)分析具有重要意義。

基于某型飛機(jī)的研制設(shè)計(jì)工作，作者對(duì)飛機(jī)駕駛艙的中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件進(jìn)行集成化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并采用有限元軟件進(jìn)行了工況載荷強(qiáng)度分析。為滿足實(shí)際要求，本文在前期工作基礎(chǔ)上，采用MSC.NASTRAN軟件對(duì)設(shè)計(jì)的駕駛艙集成化結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)分析。

1 集成化結(jié)構(gòu)

駕駛艙中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件集成化結(jié)構(gòu)安裝在某型飛機(jī)駕駛艙內(nèi)，底部和地板骨架上平面平齊，對(duì)稱線與飛機(jī)對(duì)稱平面重合。根據(jù)設(shè)計(jì)資料要求，該集成化結(jié)構(gòu)用于電子設(shè)備、操縱機(jī)構(gòu)、控制板的固定安裝、電氣搭接及操縱維護(hù)等，組件集成化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)見參考文獻(xiàn)[8]中的圖1，集成化結(jié)構(gòu)所用材料、材料的性能及成型工藝見參考文獻(xiàn)[8]。

中央操縱臺(tái)主要布置飛行過(guò)程中經(jīng)常使用或者緊急控制的重要設(shè)備，位于左右駕駛員中間位置，便于駕駛員對(duì)其上的手柄和開關(guān)進(jìn)行操作。儀表板位于駕駛員正前方，主要布置駕駛員在飛行中監(jiān)視、操作最頻繁的顯示器和控制器；遮光板位于儀表板上方，主要布置飛行控制板以及顯示控制板這類使用頻率高且又關(guān)鍵的控制部件。駕駛艙中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件集成化結(jié)構(gòu)是飛機(jī)駕駛艙內(nèi)系統(tǒng)設(shè)備的主要安裝平臺(tái)，在飛機(jī)飛行過(guò)程中，不可避免會(huì)出現(xiàn)結(jié)構(gòu)與設(shè)備的振動(dòng)。為了避免組件的振動(dòng)影響飛行員對(duì)飛機(jī)的操控，組件在設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮其固有頻率避開動(dòng)力裝置的激勵(lì)頻率。

2 動(dòng)強(qiáng)度分析要求

根據(jù)中央操縱臺(tái)、儀表板組件及遮光板組件技術(shù)頂層文件要求：組件設(shè)計(jì)應(yīng)防止由于結(jié)構(gòu)對(duì)基礎(chǔ)激勵(lì)的放大而引起設(shè)備的過(guò)度振動(dòng)響應(yīng)，組件的固有頻率應(yīng)避開動(dòng)力裝置的激勵(lì)頻率。某型飛機(jī)的動(dòng)力裝置為渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，其在不同狀態(tài)下的頻率值如表1所示。

表1 某型飛機(jī)動(dòng)力裝置的激勵(lì)頻率

3 動(dòng)力學(xué)有限元模型

建立動(dòng)力學(xué)有限元模型時(shí)，中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件模型的約束方式如下：約束操縱臺(tái)底部與地板骨架連接位置的所有自由度；約束儀表板左右兩側(cè)與飛機(jī)隔框連接位置的所有自由度；約束儀表板、遮光板拉桿自由端的平動(dòng)自由度(釋放其轉(zhuǎn)動(dòng)自由度)。中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件的動(dòng)力學(xué)有限元模型如圖1所示。

圖1 動(dòng)力學(xué)有限元模型

4 動(dòng)強(qiáng)度分析

4.1 固有模態(tài)分析

經(jīng)分析，中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件的局部振型主要集中在布線支架和面板上。因此，為便于重點(diǎn)考察組件的整體振型，在統(tǒng)計(jì)模態(tài)分析結(jié)果時(shí)，對(duì)發(fā)生在布線支架和面板上的局部振型予以忽略。采用Lanczos方法對(duì)中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件的前五階整體振型進(jìn)行分析，結(jié)果如圖2所示，相應(yīng)的固有頻率如表2所示。對(duì)于每一階整體振型，表2給出了其主要振動(dòng)區(qū)域和方向，其中，代表航向振動(dòng)，代表側(cè)向振動(dòng)，代表上下振動(dòng)。根據(jù)表1，按照要求需避開動(dòng)力裝置的激勵(lì)頻率最小為70 Hz，由表2可知，設(shè)計(jì)的組件模態(tài)滿足要求。

圖2 模態(tài)振型圖

表2 中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件固有頻率

4.2 振動(dòng)耐久性分析

根據(jù)DO-160G，振動(dòng)試驗(yàn)分為標(biāo)準(zhǔn)、強(qiáng)化和短時(shí)高量級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)，具體選擇哪種試驗(yàn)取決于設(shè)備類型及其在飛機(jī)上的位置。某型飛機(jī)動(dòng)力裝置為渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，為固定翼飛機(jī)，安裝在該類型航空器上的設(shè)備振動(dòng)試驗(yàn)選擇為標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)，測(cè)試曲線如圖3所示，因中央操縱臺(tái)組件屬于機(jī)身結(jié)構(gòu)，采用圖3中的曲線。

圖3 DO-160G中規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)測(cè)試曲線[15]

圖4所示為轉(zhuǎn)化后的振動(dòng)加速度輸入曲線。利用有限元軟件，采用頻響分析法對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)分析。振動(dòng)加速度激勵(lì)施加在圖1所示的所有約束點(diǎn)處，調(diào)用NASTRAN求解器進(jìn)行正弦掃頻分析。

圖4 標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)激勵(lì)曲線

某型飛機(jī)駕駛艙中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件集成化結(jié)構(gòu)在極端工況下，載荷較大位置為結(jié)構(gòu)的前向和下向，考慮側(cè)向振動(dòng)，分別對(duì)集成化結(jié)構(gòu)的前向(-方向)、下向(-方向)和側(cè)向(方向)三個(gè)方向的振動(dòng)頻率響應(yīng)進(jìn)行分析。

(1)-方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)激勵(lì)。圖5所示為-方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)激勵(lì)下頻率響應(yīng)曲線，由圖5可見，設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)應(yīng)力最大對(duì)應(yīng)激勵(lì)頻率為41.0 Hz處。

圖5 應(yīng)力最大位置附近頻率響應(yīng)曲線

圖6所示為-方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)的計(jì)算應(yīng)力云圖。計(jì)算結(jié)果表明：結(jié)構(gòu)承受的最大應(yīng)力為174 MPa；位置為遮光板后支撐部件與遮光板拉桿固定件連接處。

圖6 最大應(yīng)力時(shí)的應(yīng)力云圖

考慮振動(dòng)調(diào)價(jià)下結(jié)構(gòu)的安全裕度，其計(jì)算式為

式中：為材料抗拉強(qiáng)度；為材料承受的最大載荷。遮光板后支撐部件材料為7075-T62鋁合金，其抗拉強(qiáng)度為510 MPa，則遮光板后支撐部件振動(dòng)耐久性安全裕度為

(2)方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)激勵(lì)。圖7為方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)激勵(lì)下頻率響應(yīng)曲線。由圖7可見，結(jié)構(gòu)應(yīng)力最大對(duì)應(yīng)的激勵(lì)頻率為21.5 Hz處。

圖7 應(yīng)力最大位置附近頻率響應(yīng)曲線

圖8所示為方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)的計(jì)算應(yīng)力云圖。由有限元計(jì)算結(jié)果可知：結(jié)構(gòu)承受的最大應(yīng)力為151 MPa；位置在中央操縱臺(tái)隔板框與后側(cè)左右縱梁連接處。

圖8 最大應(yīng)力時(shí)的應(yīng)力云圖

隔板框材料為7075-T62鋁合金，抗拉強(qiáng)度為510 MPa，則由式(1)可得其振動(dòng)耐久性安全裕度為

(3)-方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)激勵(lì)。圖9所示為-方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)激勵(lì)下頻率響應(yīng)曲線。由圖9可知，結(jié)構(gòu)應(yīng)力最大對(duì)應(yīng)的激勵(lì)頻率約為33.0 Hz處。

圖9 應(yīng)力最大位置附近頻率響應(yīng)曲線

圖10所示為-方向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)的計(jì)算應(yīng)力云圖。計(jì)算結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)承受的最大應(yīng)力為165 MPa，位置在固定遮光板支架上。

圖10 最大應(yīng)力時(shí)的應(yīng)力云圖

支架材料為7075-7351，抗拉強(qiáng)度為476 MPa。則其振動(dòng)耐久性安全裕度為

中央操縱臺(tái)組件的模態(tài)及振動(dòng)耐久性指標(biāo)滿足設(shè)計(jì)要求上述三個(gè)方向的標(biāo)準(zhǔn)振動(dòng)分析結(jié)果表明，設(shè)計(jì)的集成化結(jié)構(gòu)的振動(dòng)滿足要求。

5 結(jié)論

對(duì)某型飛機(jī)駕駛艙中央操縱臺(tái)、儀表板及遮光板組件集成化結(jié)構(gòu)的五階整體振型固有模態(tài)及前向、下向和側(cè)向標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)耐久性分析，結(jié)論如下：

(1)集成化結(jié)構(gòu)的五階整體振型固有模態(tài)頻率介于21.30～43.20 Hz之間，遠(yuǎn)小于發(fā)動(dòng)機(jī)不同狀態(tài)下的最小基頻(70 Hz)。

(2)標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)耐久性分析表明：前向的頻率響應(yīng)曲線最大載荷對(duì)應(yīng)頻率為41.0 Hz，最大載荷為174 MPa，位置在遮光板后支撐部件與遮光板拉桿固定件連接處；側(cè)向的頻率響應(yīng)曲線最大載荷對(duì)應(yīng)頻率為21.5 Hz，最大載荷為151 MPa，位置在中央操縱臺(tái)隔板框與后側(cè)左右縱梁連接處；下向頻率響應(yīng)曲線最大載荷對(duì)應(yīng)的頻率為33.0 Hz，最大載荷為165 MPa，位置在固定遮光板的支架上。

(3)標(biāo)準(zhǔn)正弦振動(dòng)耐久性分析結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)的前向、下向和側(cè)向的安全裕度值介于0.02～0.19之間，滿足設(shè)計(jì)要求。