某型飞机驾驶舱中央操纵台组件振动分析

孙 敬，卞军振，王学利

(1.中航西飞民用飞机有限责任公司 工程技术中心，西安 710089； 2.中航光电科技股份有限公司 防务研究院，河南 洛阳 471000)

0 引言

飞机驾驶舱是机组人员与飞机、地面和导航系统进行信息交互的重要场所。飞机驾驶舱应确保飞行人员适时获取有关信息，并据此对飞机进行实时操控以保证飞行安全。

飞机结构是弹性体的组合，每一部件都有自身固有的模态特性，在载荷的作用下可引起飞机结构的抖振和振动。因民航规章规定要求，飞机抖振和振动已成为飞机设计研制和研究工作主要考虑的因素之一。飞机驾驶舱作为飞机结构的重要组成部分，其振动会给飞机飞行安全带来影响，可产生驾驶舱内主要部件、仪表设备等振动疲劳失效，降低使用寿命，影响驾驶员对仪表设备信息的输入和读取等负面作用，飞机驾驶舱的振动分析具有重要意义。

基于某型飞机的研制设计工作，作者对飞机驾驶舱的中央操纵台、仪表板及遮光板组件进行集成化结构设计，并采用有限元软件进行了工况载荷强度分析。为满足实际要求，本文在前期工作基础上，采用MSC.NASTRAN软件对设计的驾驶舱集成化结构进行振动分析。

1 集成化结构

驾驶舱中央操纵台、仪表板及遮光板组件集成化结构安装在某型飞机驾驶舱内，底部和地板骨架上平面平齐，对称线与飞机对称平面重合。根据设计资料要求，该集成化结构用于电子设备、操纵机构、控制板的固定安装、电气搭接及操纵维护等，组件集成化结构设计见参考文献[8]中的图1，集成化结构所用材料、材料的性能及成型工艺见参考文献[8]。

中央操纵台主要布置飞行过程中经常使用或者紧急控制的重要设备，位于左右驾驶员中间位置，便于驾驶员对其上的手柄和开关进行操作。仪表板位于驾驶员正前方，主要布置驾驶员在飞行中监视、操作最频繁的显示器和控制器；遮光板位于仪表板上方，主要布置飞行控制板以及显示控制板这类使用频率高且又关键的控制部件。驾驶舱中央操纵台、仪表板及遮光板组件集成化结构是飞机驾驶舱内系统设备的主要安装平台，在飞机飞行过程中，不可避免会出现结构与设备的振动。为了避免组件的振动影响飞行员对飞机的操控，组件在设计时应考虑其固有频率避开动力装置的激励频率。

2 动强度分析要求

根据中央操纵台、仪表板组件及遮光板组件技术顶层文件要求：组件设计应防止由于结构对基础激励的放大而引起设备的过度振动响应，组件的固有频率应避开动力装置的激励频率。某型飞机的动力装置为涡桨发动机，其在不同状态下的频率值如表1所示。

表1 某型飞机动力装置的激励频率

3 动力学有限元模型

建立动力学有限元模型时，中央操纵台、仪表板及遮光板组件模型的约束方式如下：约束操纵台底部与地板骨架连接位置的所有自由度；约束仪表板左右两侧与飞机隔框连接位置的所有自由度；约束仪表板、遮光板拉杆自由端的平动自由度(释放其转动自由度)。中央操纵台、仪表板及遮光板组件的动力学有限元模型如图1所示。

图1 动力学有限元模型

4 动强度分析

4.1 固有模态分析

经分析，中央操纵台、仪表板及遮光板组件的局部振型主要集中在布线支架和面板上。因此，为便于重点考察组件的整体振型，在统计模态分析结果时，对发生在布线支架和面板上的局部振型予以忽略。采用Lanczos方法对中央操纵台、仪表板及遮光板组件的前五阶整体振型进行分析，结果如图2所示，相应的固有频率如表2所示。对于每一阶整体振型，表2给出了其主要振动区域和方向，其中，代表航向振动，代表侧向振动，代表上下振动。根据表1，按照要求需避开动力装置的激励频率最小为70 Hz，由表2可知，设计的组件模态满足要求。

图2 模态振型图

表2 中央操纵台、仪表板及遮光板组件固有频率

4.2 振动耐久性分析

根据DO-160G，振动试验分为标准、强化和短时高量级振动试验，具体选择哪种试验取决于设备类型及其在飞机上的位置。某型飞机动力装置为涡桨发动机，为固定翼飞机，安装在该类型航空器上的设备振动试验选择为标准正弦振动，测试曲线如图3所示，因中央操纵台组件属于机身结构，采用图3中的曲线。

图3 DO-160G中规定的标准正弦振动测试曲线[15]

图4所示为转化后的振动加速度输入曲线。利用有限元软件，采用频响分析法对结构进行振动分析。振动加速度激励施加在图1所示的所有约束点处，调用NASTRAN求解器进行正弦扫频分析。

图4 标准正弦振动激励曲线

某型飞机驾驶舱中央操纵台、仪表板及遮光板组件集成化结构在极端工况下，载荷较大位置为结构的前向和下向，考虑侧向振动，分别对集成化结构的前向(-方向)、下向(-方向)和侧向(方向)三个方向的振动频率响应进行分析。

(1)-方向标准正弦振动激励。图5所示为-方向标准正弦振动激励下频率响应曲线，由图5可见，设计结构应力最大对应激励频率为41.0 Hz处。

图5 应力最大位置附近频率响应曲线

图6所示为-方向标准正弦振动的计算应力云图。计算结果表明：结构承受的最大应力为174 MPa；位置为遮光板后支撑部件与遮光板拉杆固定件连接处。

图6 最大应力时的应力云图

考虑振动调价下结构的安全裕度，其计算式为

式中：为材料抗拉强度；为材料承受的最大载荷。遮光板后支撑部件材料为7075-T62铝合金，其抗拉强度为510 MPa，则遮光板后支撑部件振动耐久性安全裕度为

(2)方向标准正弦振动激励。图7为方向标准正弦振动激励下频率响应曲线。由图7可见，结构应力最大对应的激励频率为21.5 Hz处。

图7 应力最大位置附近频率响应曲线

图8所示为方向标准正弦振动的计算应力云图。由有限元计算结果可知：结构承受的最大应力为151 MPa；位置在中央操纵台隔板框与后侧左右纵梁连接处。

图8 最大应力时的应力云图

隔板框材料为7075-T62铝合金，抗拉强度为510 MPa，则由式(1)可得其振动耐久性安全裕度为

(3)-方向标准正弦振动激励。图9所示为-方向标准正弦振动激励下频率响应曲线。由图9可知，结构应力最大对应的激励频率约为33.0 Hz处。

图9 应力最大位置附近频率响应曲线

图10所示为-方向标准正弦振动的计算应力云图。计算结果表明，结构承受的最大应力为165 MPa，位置在固定遮光板支架上。

图10 最大应力时的应力云图

支架材料为7075-7351，抗拉强度为476 MPa。则其振动耐久性安全裕度为

中央操纵台组件的模态及振动耐久性指标满足设计要求上述三个方向的标准振动分析结果表明，设计的集成化结构的振动满足要求。

5 结论

对某型飞机驾驶舱中央操纵台、仪表板及遮光板组件集成化结构的五阶整体振型固有模态及前向、下向和侧向标准正弦振动耐久性分析，结论如下：

(1)集成化结构的五阶整体振型固有模态频率介于21.30～43.20 Hz之间，远小于发动机不同状态下的最小基频(70 Hz)。

(2)标准正弦振动耐久性分析表明：前向的频率响应曲线最大载荷对应频率为41.0 Hz，最大载荷为174 MPa，位置在遮光板后支撑部件与遮光板拉杆固定件连接处；侧向的频率响应曲线最大载荷对应频率为21.5 Hz，最大载荷为151 MPa，位置在中央操纵台隔板框与后侧左右纵梁连接处；下向频率响应曲线最大载荷对应的频率为33.0 Hz，最大载荷为165 MPa，位置在固定遮光板的支架上。

(3)标准正弦振动耐久性分析结果表明，结构的前向、下向和侧向的安全裕度值介于0.02～0.19之间，满足设计要求。