外场局部振动故障快速排除方法

沈安澜，陈 静，吴国冰

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

外场局部振动故障快速排除方法

沈安澜，陈 静，吴国冰

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

以某型机平显振动过大的问题处理为例，详细介绍了一种适合外场快速分析处理局部振动问题的方法，并经过了飞行试验，证明可靠。该方法具有计算简单、效率高、精度高的特点，可以在无外载荷输入的情况下，仅依据飞行振动水平测量结果计算得到局部结构的安装频率，用于快速指导现场改进方案的制定，并预估改进方案实施后的振动响应水平。该文旨在为今后处理该类问题提供一个新的思路和现场振动故障快速排除的高效工程方法。

外场；局部振动故障；快速分析处理

0 引言

本文详细介绍了一种适合外场快速分析处理局部振动问题的方法，并以某型机平显振动过大问题的处理为例证明该方法准确可靠。本文论述的方法主要分为系统原安装频率计算、频率调整计算和响应估算三部分。相比传统的排故方法，该方法具有计算简单、效率高、精度高等特点，其最显著的优势是可以在不进行安装动特性测试的情况下，仅依据飞行振动水平测量结果计算得到局部结构的安装频率，用于指导现场改进方案的制定，并预估改进方案实施后的振动响应水平。本文旨在为今后处理该类问题提供一个新的思路和现场振动故障快速排除的高效工程计算方法。

1 故障描述

1.1 平显安装结构

本文中平显基本机构如图1所示，它主要由相源、透镜和结构支架三部分组成。相源和透镜组成成像系统，通过结构支架连接转接件连接到机体的安装横梁上。安装横梁为复合材料，平显支架与安装横梁的转接件是航空硬铝材料。

图1 平显结构图

1.2 故障现象

平显装机飞行后，飞行员表示平显垂向振动较大，字符抖动严重，严重影响平显的使用。振动实测结果：以48Hz的垂向振动为主，振动水平达到2.5g(见图2)。

图2 240km/h速度前飞状态时平显振动频谱数据

2 局部振动故障快速排除方法

根据平显的结构(安装简图如图3(a)所示)，同时考虑平显振动问题主要以垂向振动为主，将平显简化为单自由度的质量弹簧系统，如图3(b)所示。

图3 平显安装结构简化示意图

2.1 系统原状态频率估算方法

根据文献[1]的经典响应计算公式：

(1)

通过对平显结构进行分析，为了简化分析，忽略阻尼的影响，即假设c=0，式(1)可以简化为：

(2)

本文考虑的是局部的振动问题，局部结构仅改变质量和刚度后，其外部输入载荷可以假设为与更改前相同。根据式(2)，平显调整质量和支撑刚度后，则该式可表示为：

(3)

根据文献[2]，单自由度质量弹簧系统固有频率的计算公式为：

(4)

将式(4)代入式(3)、式(2)中可推导得到：

(5)

(6)

将式(6)代入式(4)得到：

(7)

将式(6)、式(7)带入式(5)推导可以得到下式：

(8)

若知道在该状态下的振动水平A1以及原状态的振动水平A，根据式子(8)即可求解出原状态的安装频率fx。

2.2 调频方案估算方法

从式(6)可以看出固有频率与弹簧系统的刚度k以及质量m有关，串联弹簧刚度：

(9

假设k1=bk2，带入式(6)可以得到：

(10)

式中，k为平显的安装总刚度，k1为平显本身的刚度，k2为平显的连接支撑刚度。

为了对平显安装后的频率进行合理配置，需要对平显安装后的频率进行调频，一般使用以下三种方法：

1)增加配重方法：将式(6)代入式(4)可以推导出质量改变与频率改变之间的关系：

(11)

2)降低刚度：减小弹簧刚度k，减弱安装结构刚度，降低平显处的频率。

① 若k1不变，将k2变到原来的1/X倍(X>1)，则总刚度变为：

(12)

k′/k<1，调整后频率变为：

(13)

② 若k2不变，将k1变为原来的1/X倍(X>1)，则总刚度变为：

(14)

k′/k<1，调整后频率变为：

(15)

对比两种不同的刚度提高方法的优劣：若式(12)和式(14)X相同，将式(12)减式(14)，得到的结果式(16)大于零则减弱k1效果好，若反之则减弱k2效果好。

(16)

3)增大弹簧的刚度k，即增加安装结构刚度，提高平显处的频率。

① 若k1不变，将k2提高到原来的X倍(X>1)，则总刚度变为：

(17)

k′/k>1，且随着X增大而增大，调整后频率变为：

(18)

② 若k2不变，将k1提高X倍(X≥1)，则总刚度变为：

(19)

可知k′/k>1，随着X增大k′/k增大, 调整后频率变为：

(20)

对比两种不同的刚度提高方法的优劣：若式(17)和式(19)X相同，将式(17)减式(19)，若得到的结果式(21)大于零则提高k2效果好，若反之则提高k1效果好。

q=q1-q2=

(21)

2.3 响应估算方法

以减弱连接刚度和增加配重为例计算更改后的响应估算：假设质量调整为原来的a倍，即式(2)所示，k不变，将k变到原来的1/X倍(X>1)，则总刚度即式(12)所示，将式(2)、式(12)代入式(4)得到：

(22)

将式(22)代入式(5)得到：

(23)

其中A、a、b、fx、fj、X均为已知，即可求得A1，其余情况参照上述求解过程求得A1。

3 理论方法计算结果的验证

3.1 系统原状态频率估算方法

以本次平显排故为例，首先对平显的安装频率进行计算。根据厂方提供的数据：平显重m=2.1Kg，平显与支架本身的固有频率为150Hz。激励频率为fi=48Hz，该状态下飞行振动测试结果为：48Hz处振动水平为A=2.5g。为了得到系统的安装频率，根据2.1节推导的公式，将平显试增加0.7Kg配重(m1=2.8Kg)，根据式(6)a=m1/m=1.33，得到进行飞行振动测试的结果为：48Hz处振动水平为A1=2.1g。此时利用式(8)计算得到平显安装频率为51.52Hz。将支架本身的固有频率以及平显安装频率代入式(10)和式(4)可以计算得到b=7.47，用于式(22)和式(23)对后续改进方案的评估和计算。

3.2 改进措施

根据现场实际情况确定三个解决措施：1)平显处加0.7Kg配重，同时将平显支架上部厚度由原8mm(除接口不变)减为5mm，下部与加强筋也减薄2mm(分析支架结构认为其刚度主要为抗弯刚度，根据文献[3]抗弯刚度计算公式可知，抗弯刚度与厚度的三次方成正比，X=(5/8)-3，即刚度变为原来的(5/8)3)；2)平显处加0.9Kg配重，同时将平显支架减弱(减弱方法同措施1)； 3)安装横梁厚度增加至原来的2倍。

3.3 改进措施安装动特性计算结果验证

根据3.2节确定的改进措施，对不同安装状态的平显进行动特性试验验证，将试验结果与利用本文方法计算得到的结果和有限元计算结果进行对比，结果如表1所示。

表1 预计的平显垂向安装频率与计算结果及试验结果对比

3.4 响应计算结果验证

根据3.2节确定的更改措施，由于实际情况限制，仅对平显支架减弱+0.7Kg配重和实际平显支架减弱+0.9Kg配重两个状态进行了飞行振动测试，因此将这两个状态测试结果与计算结果进行对比，结果如图4以及表2所示。

图4 不同更改措施下平显振动水平随前飞速度的变化趋势

表2 实际实施改进措施后平显垂向响应计算结果与试验结果对比 单位：g

其中实施平显安装横梁加强后，未进行飞行振动测试，但据飞行员反映，平显字符不抖动，而平显支架减弱+0.7Kg配重状态时在120km/h(此时振动水平为0.38g)以下时平显字符不抖动。超过这个速度时字符抖动，据此认为平显字符抖动的振动限制值应在0.38g，从而可以推测出平显安装横管加强后振动水平应小于等于0.38g。

4 结论

本文介绍的外场局部振动快速排除方法计算精度高、效率高，在不进行动特性试验的情况下仅依据飞行振动水平测量结果计算得到需减振局部结构的安装频率，能快速指导现场改进方案的制定，快速计算实施改进方案后的振动响应水平，非常符合外场排故工作的要求。

[1] 师汉民.机械振动系统[M].武汉：华中科技大学出版社，2003.

[2] 刘习军.工程振动理论与测试技术[M].北京：高等教育出版社，2004.

[3] 姚起航.简易振动计算手册[M].北京：航空工业出版社，1992.

The Rapid Troubleshooting Method of the Local Vibration Defects On-Site

SHEN Anlan ，CHEN Jing，WU Guobing

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

This paper presented here was based on an example of over-vibration level of the displays on board a helicopter. A rapid appropriate troubleshooting method of the local vibration defects on-site was described in details, which has been proved its reliability through flight tests. These features of the method were easy to calculate, high efficiency and high accuracy. Without the external loads input, we could obtain the frequency of anti-vibration structure by only analyzing the recorded data of vibration level during flight. It could be used for quick redefining of on-site maintenance and predicting the vibration response level after implementing of improved solutions. We made possible effort to provide an innovative way and highly efficient engineering algorithm for the in-time troubleshooting of the vibration defects on-site in case of the issue in future.

on-site；local vibration defects；rapid troubleshooting

2015-09-06 作者简介：沈安澜(1985-)，男，浙江临安人，硕士，工程师，研究方向为直升机减隔振设计。

1673-1220(2016)01-054-04

V267

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