机载刀形天线结构振动排故过程及方法

2021-03-24寇宝智卢晓东

科技与创新 2021年4期

寇宝智，苏越，卢晓东

（中国飞行试验研究院，陕西西安710089）

某型双发飞机更换了安装于左发动机下的新型刀形天线并配装了新型发动机装置，正常飞行多架次后未见异常，但在进行发动机相关科目试飞过程中，多架次飞行后检查发现该刀形天线结构根部及天线连接口盖出现损坏。随后对连接口盖进行结构加强，更换新的天线及口盖后，通过多架次发动机科目试飞后发现天线根部有裂纹出现。

该刀形天线结构异常振动情况主要涉及的因素有新的天线结构、安装位置于左发动机下的机体上以及飞行科目是发动机相关科目。新的天线结构为复合材料结构，天线面积较原天线有所增大，可能造成飞行中受到的气动力有所增大。新天线结构安装靠近发动机，动力装置带来的振动载荷可能是其中的因素。发动机试飞科目涉及各种左右发动机状态的不同步操作，急推或急收油门杆等操作以及形成的特殊试飞动作，可能带来某种与发动机相关或飞机姿态变化引起的扰流相关的振动突增因素。

该刀形天线设计静强度及实验室校核的静强度均较大，天线破坏是多次飞行试验后造成的，认为该天线破坏并非静强度不够的问题。飞机涉及到气动弹性相关问题的结构振动往往破坏力大且发生迅速，如某型飞机发生的方向舵旋转与垂尾的耦合颤振[1]。由于天线自身结构设计中，尺寸较小、刚度较大且各阶模态频率分布较远，造成自激振动或其他的气动弹性问题的可能性也较小。所以根据该刀形天线结构破坏涉及的具体飞行状态及飞机状况，重点考虑发动机旋转部件的机械源强迫振动及飞行中特殊状态下的强扰流激励强迫振动两种情况。

1 典型振源振动分析

飞机上的振动载荷源主要有气动力源、机械源、动力装置源和其他动载荷源，其中气动力源振动和机械源振动是飞机表面突出结构排故中最常见的两种振源。

气动力源振动一般表现在有前方来流受到扰动造成的结构在气流中的强迫振动，如机翼来流、发动机尾流对平尾或垂尾造成的扰动。图1 所示为某型单垂尾飞机背部减速板打开时，垂尾振动突增的情况，正常段该垂尾尖部振动情况及受气流扰动后该垂尾尖部振动频谱对比如图2 所示。可以看出，该垂尾三个主要模态频率的振动量值明显增加。

图1 某型机减速板打开过程垂尾尖部振动情况

图2 正常段及受扰后垂尾尖部振动频谱对比

机械源振动表现在机体中其他动部件，如发动机、减速器、螺旋桨等旋转部件的强迫激励。如某翼吊发动机民机中发动机旋转频率对机翼上某部件结构造成的强迫振动激励，如图3 所示。该机翼的这一部件中一阶固有频率为36 Hz 左右，所以当发动机低压转子转速达到36 Hz 左右时，该部件的振动量值有突增，且整个部件的振动主要频率与转速变化基本一致。

图3 机翼的某一部件受发动机转速影响振动情况

气动力源造成振动的主要振动频率均为结构的固有频率，各阶振动模态均有所增加，时域上偏随机特征；机械源中与旋转部件相关的振动其振动频率主要与旋转部件的工作频率有关，且在该工作频率接近结构固有模态频率时，结构有振动突增，响应偏向单频简谐振动样式。动力装置源振动，这种情况一般在靠近动力装置的机舱内、发动机机匣内，受发动机进气及尾气影响较大的结构部件上。一般发动机整机振动异常问题主要是转子、静子碰磨造成的，与发动机状态变化过程相关的振动异常问题原因相对复杂[2]。

2 振动排故过程及方法

地面模态试验作为振动排故中常用的手段及基础数据获取方法，其能够有效给出结构的固有模态频率及振形，为飞行试验数据分析提供基础数据支持。分别进行机上配装尺寸略大的新型天线和配装原天线两种配置的地面试验。

通过地面模态试验可得到该天线的主要模态频率为一弯63.5 Hz，二弯348.1 Hz，一扭为526.4 Hz。配装新型天线的试验结果类似，分别为一阶弯曲模态为53.7 Hz，二阶弯曲模态为356.5 Hz，一阶扭转模态为517.1 Hz。

为了保障飞行进度和安全，不宜再次使用新的尺寸较大的天线进行飞行测试，安装原小型天线进行飞行测试，从地面试验结果可以看出，两个天线固有频率基本分布变化不大，对振动异常发生机理的探索是没有太大影响的。考虑天线的安装结构特征，在天线底板内侧安装法向振动传感器，作为一种振动变化的参数来反映整个天线及底板系统的振动量值。

重复故障发生前发动机科目相关飞行试验，选取飞行高度10 km、马赫数0.7 的正常段及突增段两段振动数据进行对比分析，如图4 所示。可以发现频域上低频段69.1 Hz 频率左右的振动量值明显增大。这一频率与地面试验结果中天线一阶弯曲模态频率63.5 Hz 较为接近，考虑飞行中的气动刚度影响，一般一阶弯曲模态频率都会升高，二者比较吻合。这种情况与气动源诱发的振动情况类似，考虑低频模态振动增大更易造成结构损坏，所以重点考虑该一阶弯曲模态，以69 Hz 左右频谱量值为天线整体振动量值参考指标。

图4 10 km、0.7 马赫正常段及突增段振动频域对比图

为了进一步明确诱发振动异常的机理，对具体的典型整架次数据进行分析，该架次从地面准备开车到降落停车总计约60 多分钟。重点分析69 Hz 左右振动量值与气动角、气压高度、马赫数和左/右发动机的油门杆位置、高压转速、低压转速这些参数之间的联系。

飞行时间段13～56 min 之间气动夹角与振动量值之间的关系如图5 所示。振动量值与侧滑角与迎角的变化均没有强的线性关系，所以气动角引起的天线相对来流的姿态变化对振动量值影响不大。

图5 整架次飞行中侧滑角、迎角与振动量值对比

选取该典型发动机科目试飞整架次中气压高度、马赫数、左右油门杆位置、左右发动机高压转子转速、左右发动机低压转子转速作为参考因素分析整架次天线振动量值的变化，如图6 所示。针对图中标出振动量值突然变大的6 处情况进行分析。全程左、右发动机高压转子转速最低在202 Hz 左右，左、右发动机低压转子转速最低在77 Hz 左右，且只持续在起飞着陆阶段，其他飞行阶段内振动量值突增的时间段内转速均远大于77 Hz，所以可以排除发动机旋转部件为振动源而形成强迫振动这一因素。

图6 整架次飞行中气压高度、马赫数及发动机相关参数与振动量值对比图

第一处振动量值突增发生在12～13 min 之间，为飞机开车、加油门、滑跑起飞阶段，在地面与飞机间有较强扰流，天线安装于机腹左侧发动机下，所以造成振动量值突增，随着脱离地面，这种影响因素消失，振动量值迅速衰减。

第二处振动量值突增发生在18～20 min 之间，为发动机试飞科目动作内容。在18 min 处保持右发油门不变，迅速收左发油门，此时左发动机高、低压转子转速迅速降低，右发动机保持，振动量值突增，在20 min 随着马赫数的降低，动压的降低造成扰流能量的降低，振动量值迅速减小。

第三处振动量值突增发生在28～31 min 之间，为发动机试飞科目动作内容。在28 min 处保持右发油门不变，迅速收左发油门，此时左发动机高、低压转子转速迅速降低，右发动机保持，振动量值突增；在31 min 推左发油门，同时收右发油门，振动量值突然减弱。这段数据高度及马赫数均保持不变，马赫数较大，动压较大。

第四处振动量值突增发生在39～48 min 之间，为发动机试飞科目动作内容。在36.5 min 处迅速推左发油门，收右发油门，振动量值未有增加；在39.5 min 收左发油门，同时推右发油门，振动量值突增，此段持续到42 min。在42 min试飞动作结束，同时收左、右发油门，且降低高度和速度，振动量值持续保持一段较大水平后，在46 min 和48 min 推两次左、右发油门，保持飞机在较低马赫数飞行，此时振动量值逐渐减弱到正常水平。

第五处振动量值突增发生在50～53 min 之间，为正常减速降高度准备着陆阶段。在50 min 左右同时略收左、右发动机油门，保持左、右发动机油门同步，此时振动量值有所增加，但增幅较前几处量值很小，这与发动机油门收的大小和较低马赫数有关。

第六处振动量值突增发生在54.5～56.5 min 之间，为着陆滑跑阶段。在54.5 min 开始调整飞机降落状态，左、右发动机油门有连续的变化，且和第一处情况类似，靠近地面，机腹扰流较强，此时振动量值有所增加，但增幅量值较小。

综上所述，较大速压和左发突收油门这两个直接因素造成强气流扰动，形成了天线结构的强迫振动量值突增。天线结构安装于左发动机下沿左发进气口来流方向，左发突收油门，进气道口强气流扰动会打到天线上形成振动突增。以上分析是在原较小尺寸面积天线通过地面及飞行试验数据分析的基础上得出，而新天线尺寸有所增大，受气流扰动时，受载就会更大，振动环境就会更加恶劣，多批次的强振动最终造成了天线结构及安装底板的损坏。