某无人直升机机身框架动力学计算与试验研究

谢勤伟，姜年朝,，周光明，张逊，王克选,张志清

(1.总参六十所，南京 210016；2.南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016)

直升机机身框架支持和固定发动机、主尾减速器、旋翼和起落装置等部件，具有承载和传力作用[1,2]。直升机在工作过程中，旋翼、尾桨等动部件产生的载荷均为交变载荷，这些载荷会传给机身框架，引起机身框架振动，振动过大不仅影响直升机的使用，而且会使机身框架产生疲劳[3,4]。因此，必须采取措施，降低机身框架振动水平。机身框架对旋翼、尾桨、发动机等产生的激振力的响应取决于机身框架本身的固有频率，框架的固有频率越接近激振力的频率，产生的振动响应就越大。因此，合理设计机身框架的固有频率，使其尽可能避开旋翼、尾桨、发动机的额定转速，从而能减小直升机的振动[4,5]。

某无人直升机是有人直升机改装而成。改装过程中，主要去除座舱等与有人驾驶相关的结构，对主旋翼操纵系统、尾桨操纵系统和发动机操纵系统进行无人机化改造，在机身框架上布置航电系统、任务载荷、油箱等结构。这些改装必然导致直升机的固有特性改变，特别是布置在机身框架上的任务载荷等集中质量的结构会对机身框架的固有特性产生较大影响。因此，需对机身框架进行有限元动力学分析，准确预估改装后机身框架的振动水平[6,7]，为合理布置航电系统、任务载荷、油箱等提供依据，也为采取减振、隔振措施提供设计参考。

本文利用空间梁单元模拟机身框架的空间钢管结构，机身框架与其它部件的连接边界条件采用Bush单元模拟，飞控箱等航电系统、舵机、任务载荷、油箱等构件用集中质量单元来模拟，建立机身框架的整体动力学有限元模型，计算了自由―自由状态的固有频率和振型。采用激振器随机信号激振方式对机身框架自由―自由状态进行模态试验，试验结果与计算结果进行对比，检验和修正建立的机身框架动力学模型，建立的有限元模型也可为整机动力学模型建立提供参考。

1 机身框架有限元计算

1.1 机身框架有限元模型

该无人直升机机身框架结构是由无缝钢管焊接而成，从承力形式来看，是空间桁架结构，如图1所示。机身框架与其它部件的连接点均设在空间桁架的节点上，杆件以轴向力的形式承受载荷，由纵向杆件组成的桁架承受弯矩，侧面的平面桁架承受剪力，空间桁架承受扭矩，这样机身框架就能承受弯矩、剪力和扭矩。

图1 机身框架结构图Fig.1 The structural model of fuselage frame

有限元建模时，机身框架结构采用空间梁单元模拟，机身框架与起落架的连接螺栓、起落架横杆中间的过渡配合连接结构以及尾撑杆与机身框架间的连接，均采用Bush单元模拟。框架上的螺栓座、飞控箱、舵机、发动机、离合器等构件按照集中质量处理，如图2所示，机身框架有限元模型共划分1 682个单元。

图2 机身框架主要质量点分布图Fig.2 The structural mass distribution of fuselage frame

1.2 机身框架动力学计算

动力学计算时，机身框架材料的力学参数如表1所示。在自由―自由状态下，计算得到的框架的前6阶固有频率，如表2所示。

表1 机身框架材料的力学参数Tab.1 The mechanical parameters of materials about fuselage frame

表2 机身框架前6阶固有频率Tab.2 Six-order natural frequencies of fuselage frame

2 机身框架模态试验

2.1 模态参数识别[8]

通过振动模态试验获得机身框架的模态参数（固有频率、阻尼比和振型），识别机身框架自由－自由状态模态参数。本文采用频域法识别框架的模态参数。模态参数识别分三步进行：第一步是通过激振、测量与信号分析，获得频响函数矩阵；第二步是对频响函数进行曲线拟合，确定系统各阶模态的极点和留数；第三步是由极点和留数计算模态频率、阻尼比和振型等模态参数。

2.2 机身框架模态试验

机身框架模态试验设备主要包含：1）VXI动态信号分析系统；2)Labwork ET-139激振器及其功率放大器；3）PCB 086 B 03力锤；4）PCB M 356 A16三向加速度传感器；5）I-deas模态分析软件。机身框架模态试验采用激振器随机信号激振，机身框架采用2点激振，测点布置如图3所示。

图3 机身框架测点布置图Fig.3 The dynamic test points arrangement of fuselage frame

为便于与计算结果进行比较，模态试验也边界条件与计算结果相同，识别自由―自由状态机身框架的模态参数，图4为机身框架试验图。为与计算结果进行比较，取机身框架模态试验的前6阶。利用I-deas模态分析软件识别的机身框架模态参数如表3所示，水平一弯模态如图5所示。

图4 机身框架试验图Fig.4 The test of fuselage frame

表3 机身框架模态试验结果Tab.3 The result of modal test for the fuselage frame

图5 机身框架试验的水平一弯振型图Fig.5 The first mode shape of horizontal bending of modal test for the fuselage frame

图6 机身框架典型频率响应函数图Fig.6 The typical frequency response function of modal test for the fuselage frame

3 结语

在自由―自由状态下，机身框架的固有频率计算值与试验结果的对比见表4。计算值与试验值的互差不超过3%，模态试验识别的振型与计算结果基本一致，表明所建立的有限元模型能准确地反映该无人直升机机身框架的结构动力学特性。

第4阶振型为垂直一弯。表3中第4阶阻尼比其它振型的大，这是因为发动机、离合器和飞控箱都有橡胶减震器与框架连接。因此，在垂直方向的阻尼相对较大。在有限元建模时，发动机、离合器和飞控箱与机身框架的连接按弹簧阻尼单元模拟，能较好地符合实际。

结构的刚度和质量分布是影响结构动力学特性的两个主要因素。在机身框架的动力学模型建立过程中，边界条件和集中质量的模拟和简化都影响计算值。尽管机身框架的动力学模型已经根据模态试验辨识的参数进行了修正，但是桁架间的接头连接、材料的阻尼等的模拟都与实际结构有一定的偏差。这些都是计算值与实际值不完全一致的原因。试验值与计算值误差控制在3%之内，满足工程要求，使用该机身框架的无人直升机已经成功飞行，振动水平较低。

表4 机身框架固有频率计算与试验结果Tab.4 Natural frequencies of analysis and test about fuselage frame

该无人直升机旋翼、尾桨及发动机的主通过频率为8.67 Hz、51.67 Hz和96.67 Hz，从表4看出，机身框架前六阶固有频率避开了无人直升机的共振频率，该无人直升机机身框架结构符合动力学设计要求，框架的动力学模型也为整机模态计算和共振特性分析提供基础。

这种有限元分析、试验验证以及模型修改相结合的方法，能保证框架建模和计算的准确性，也为无人直升机其它结构的动力学建模提供思路。

[1]张呈林，郭才根编著.直升机总体设计[M].北京：国防工业出版社，2006.

[2]《飞机设计手册》编委会.飞机设计手册：第19册直升机设计[M].北京：航空工业出版社，2005.

[3]张晓谷主编.直升机动力学设计[M].北京：航空工业出版社，1995.

[4]航空航天工业部科学技术研究院.直升机动力学手册[M].北京：航空工业出版社，1991.

[5]唐华平，朱德懋.直升机旋翼与机身耦合固有频率分析[J].应用力学学报，2002，19（1）：70-71.

[6]柳文林，穆志韬，段成美.直升机振动与减振特性分析[J].海军航空工程学院学报，2004，19（5）：533-536.

[7]凌爱民，韩普祥，李五洲.直升机结构动特性建模技术研究[J].直升机技术，2001，(2)：1-8.

[8]林循泓，潘得引，藏朝平，张思.振动模态参数设别及其应用[M].南京：东南大学出版社，1994.