某直升机前舱罩对全机动力学模型影响研究

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直升机旋翼及发动机引起的周期性振动问题是直升机研制和发展中必须解决的难点问题之- 。在设计阶段就对直升机全机动力学特性开展理论计算和试验验证，发展直升机结构振动响应模型和分析技术 .是有效预测和控制全机振动水平的主要手段之- 。

某直升机前舱罩是采用有机玻璃特殊工艺成形的薄壳件 ，性能难于模拟 ，动力学模型难于建立 。本文采用有 限元 建立 了全机 动力学 模型 .并通 过试验 研究 和MPC技术有效解决 了前舱罩 的建模问题 ♂果表 明 ：模型计算结果与实测结果具有较好的-致性 .达到了较高的精度.能够满足工程实际需要。

1理论计算模型1.1 模态分析模态分析又称为结构的固有振动特性分析， 用于确修稿 日期 ：2013-07-28基金项目：中央高衅研 中欧专项资助项 目3122013H001作者简介 ：李 湘萍1980-，女 ，湖南怀化人 ，硕 士，讲师。研 究方向 ：航空结构设 计、航 空结构材料。

88定结构的固有频率和振型。典型的无阻尼 自由振动特征方程的表达式如下 ：MuK1u0l 1式中：M-质量矩阵；K-刚度矩阵；U-加速度向量；U-位移向量。对于无阻尼线性 自由振动系统，其位移向量形式 ：Uqbljcoswitj1，2，..，n 2则 ：KJ-wj2Mlb。0 3上式称为结构振动的特征方程，模态分析就是求解若干 阶对应特征值 w 的特征向量 的过程。求解出来的 wj表示圆频率 ，需要换算成 自然频率 Hz： 41-2 有限元模型全机动力学计算模型基于大型商用有限元软件 AN.

SYS平台进行〃模 的整体策略是在充分考虑主承力结构的动力学特性下 。尽量简化模型，以加快计算速度。

在建立全机有限元模型的过程中做了如下处理：①大质量部件 ，例如发动机 、油箱等 ，采用集中质量单元模拟；②销钉、螺栓、接头等关键联接接头，尽量采用· 制造业信息化·三维实体单元模拟。二维梁元或薄壁壳元虽然能简化计算 .但也存在某些 自由度缺失的现象 ，与实际不符 ，大量应用会累积误差；③发动机、主传动等与机体结构安装联接的部分，存在减振元件 ，这些元件不采用实体单元建模.但根据减振器试验结果，获取弹簧刚度系数和阻尼系数后再选取弹簧阻尼单元模拟。

建立的全机模型不含前舱罩共涉及 4种材料 ，材料参数见表 1。共采用四种单元类型，不同部件采用的单元见表 2。全机有限元模型不含前舱罩 共划分28409个单元 ，28831个节点，见图 1。

表 1材料参数Tab.1 Material parameter材 料 弹性模量 密 度 泊松比45钢 206GPa 7850kg/m O-3LD3l 71GP 2700kg/m 03320CrMo 210GPa 7860kg/m O3LYl2CZ 70GPa 2800 kgm' 0.346图 1全机有限元计算模型不含前舱罩 Fig.1 The finite element calculating modelof helicopterwithout front cabin shell J以确定合适的建模方法。

2 前舱罩专项试验研究图 2 前舱罩示意图 图 3全机模态试验Fig.2 Front cabin shel Fig.3 Modal test of helicopter- 定的刚度 ，系统整体刚度提高 了，各阶频率数值相对有所提高除 了第 4阶。但从频率变化的数值来看 ，前表 2单元类型设置单 元 描 述 模拟部件Beaml88 三维梁元 框架、起落架等Shel63 薄壁壳元 垂平尾蒙皮、尾管Mass21 质量元 集中大质量部件MPC184 多点 约束元 部分连接头前 舱 罩为鼻 部件 ，对直升机 提供 了- 定 的支撑 刚度 ，且质量不能 忽略 ，其模拟简化 比较复杂 ，需 开展专项 试 验 研 究 。

前舱罩所采用的材料为有机玻璃 ，全称为聚甲基丙稀酸甲酯 ，常温下显示为典型脆性材料 ，其力学性能参数不易获取；前舱罩数学曲面造型比较复杂 ，如采用实体模型 ，模型导人 ANSYS后会存在数据丢失现象。因此对前舱罩进行数值模拟具有-定的难度 ，需寻求更有效的方法 ，为此开展了专项试验研究。

为了解前舱罩对全机动特性的影响 ，对带舱罩和不带舱罩两种情况下全机的模态开展试验分析和研究 试验分三步：第-步通过激振、测量和信号分析.获得频率响应函数矩阵 ；第二步对频响函数进行曲线拟合 ，确定系数各阶模态的极点和留数 ；第三步 ，由极点和 留数计算模态频率 、阻尼 比和振型。通过对 比两种情况下全机试验模态参数的差异 ，来寻求合适的建模方法。

图 2为前舱罩示意图，图 3为全机模态试验。对比试验选取了全机前 5阶典型模态振型及固有频率进行了对 比.见表 3从全机固有频率的变化趋势来看 ，由于前舱罩具有舱罩对全机固有频率 影 响 是 比 较 小的。最大的频率变化出现在第 5阶振表 3前舱罩对全机固有频率的影响Tab.3 The effect of front cabin shelon nature frequency of helicopter无前舱罩 有前舱罩 频率差 阶次Hz /-z Hz1 10.58 10.8 0-222 13.9 14.0 O.13 15.57 15.8 0.234 20.5 203 0.25 22.49 22.9 0.41型 振型表现为起落架对称张合，见图4，频率差值为0.41Hz，占其固有频率数值 1.79%左右。

图 4 第 5阶振型Fig.4 Thefifth mode带前舱罩全机模型为提高计算效率和节虱济成本 ，前舱罩建模 的策略是在控制全机固有频率误差前提下 ，应尽量采用简化的形式对其进行建模。

MPC即 Muhipoint Constraint多点约束方程 .它定义的是-种节点 自由度的耦合关系，即以-个节点的某几个 自由度为标准值，再令其它指定节点的某几个自由度与之建立某种关系。该技术已在工程应用领域获得广泛应用口-前舱罩是通过-系列的连接接头与机体主框架相连接 的。通过上节试验验证得知前舱罩对全机固有频率和振型影响不大 ，因此可以考虑将前舱罩离散为若干质量元分配到主框架上去 ，质量点与框架之间采用 MPC进行连接。采 MPC技术建立的包含前舱罩的全机有限元模型见图 589· 制造业信息化·4 计算结果分析图 5模型的全机计算结果与试验结果见表 4。

图5 全机有限元模型 含前舱罩F .5 The finite element calculating model of helicopter、vitl front cabin shel1表4计算结果与试验结果对比单位：HzTab.4 Comparison between calculated results andexperimental results阶次 计算频率 Hz 试验频率 Hz 误差 % 振型描述1 l1.24 l0.8 4 水平-弯2 l3.3 14.0 -5 垂直-弯3 l5.91 15-8 0.6 垂平尾摆动4 20.87 20.3 2.8 起落架侧摆5 22.36 22.9 -2.4 起落架张合6 31.93 31.50 1.4 起落架反向l 7 3.78 34.5 2.1 起落架俯仰8 36.43 36.2 0.6 行走状摆动算结果来看 ，应 用 MPC方法将 前舱 罩 以质量单 元 的形式分配至主框架这种 建模方式是有效 的，在不显著增加试验及建模成本的情况下 。获得 了前 8阶全局 固有频 率最大误差不超 过 5%的高精度计算模 型 ，完全能满足工程实际需要。

5 结论针对直升机此类复杂产品的开发，采用有 限元技术在设计研发阶段同步开展理论与试验研究 已成为各科研院所采取的主要手段。就结构的模态分析而言.有限元理论计算能够得到结构的所有频率和振型 ，模态不会出现遗漏，但其计算精度需要通过试验来修正。相对理论计算模 型，科学合理的试验往往能够得到更精确的模态结果 ，但限于设备参数 、试验条件等.试验模态容易出现遗漏的现象 。因此 ，两者相结合 ，在工程上是最经济可行的-条途径。

本文借助试验巧妙地处理了前舱罩这-复杂结构的有限元建模问题 ，并获得 了全局较高的分析精度，这为后续全机结构设计参数灵敏度分析 、设备减振等奠定 了良好的基矗针对类似大型复杂机电产品研发，可以参考本文方法 ，采券整为零 ，从系统到部件的策略 ，逐个验证建立全局模型，可 以较低的成本获认好的效果。