某型飛機駕駛艙中央操縱臺組件振動分析

孫 敬，卞軍振，王學利

(1.中航西飛民用飛機有限責任公司 工程技術中心，西安 710089； 2.中航光電科技股份有限公司 防務研究院，河南 洛陽 471000)

0 引言

飛機駕駛艙是機組人員與飛機、地面和導航系統進行信息交互的重要場所。飛機駕駛艙應確保飛行人員適時獲取有關信息，并據此對飛機進行實時操控以保證飛行安全。

飛機結構是彈性體的組合，每一部件都有自身固有的模態特性，在載荷的作用下可引起飛機結構的抖振和振動。因民航規章規定要求，飛機抖振和振動已成為飛機設計研制和研究工作主要考慮的因素之一。飛機駕駛艙作為飛機結構的重要組成部分，其振動會給飛機飛行安全帶來影響，可產生駕駛艙內主要部件、儀表設備等振動疲勞失效，降低使用壽命，影響駕駛員對儀表設備信息的輸入和讀取等負面作用，飛機駕駛艙的振動分析具有重要意義。

基于某型飛機的研制設計工作，作者對飛機駕駛艙的中央操縱臺、儀表板及遮光板組件進行集成化結構設計，并采用有限元軟件進行了工況載荷強度分析。為滿足實際要求，本文在前期工作基礎上，采用MSC.NASTRAN軟件對設計的駕駛艙集成化結構進行振動分析。

1 集成化結構

駕駛艙中央操縱臺、儀表板及遮光板組件集成化結構安裝在某型飛機駕駛艙內，底部和地板骨架上平面平齊，對稱線與飛機對稱平面重合。根據設計資料要求，該集成化結構用于電子設備、操縱機構、控制板的固定安裝、電氣搭接及操縱維護等，組件集成化結構設計見參考文獻[8]中的圖1，集成化結構所用材料、材料的性能及成型工藝見參考文獻[8]。

中央操縱臺主要布置飛行過程中經常使用或者緊急控制的重要設備，位于左右駕駛員中間位置，便于駕駛員對其上的手柄和開關進行操作。儀表板位于駕駛員正前方，主要布置駕駛員在飛行中監視、操作最頻繁的顯示器和控制器；遮光板位于儀表板上方，主要布置飛行控制板以及顯示控制板這類使用頻率高且又關鍵的控制部件。駕駛艙中央操縱臺、儀表板及遮光板組件集成化結構是飛機駕駛艙內系統設備的主要安裝平臺，在飛機飛行過程中，不可避免會出現結構與設備的振動。為了避免組件的振動影響飛行員對飛機的操控，組件在設計時應考慮其固有頻率避開動力裝置的激勵頻率。

2 動強度分析要求

根據中央操縱臺、儀表板組件及遮光板組件技術頂層文件要求：組件設計應防止由于結構對基礎激勵的放大而引起設備的過度振動響應，組件的固有頻率應避開動力裝置的激勵頻率。某型飛機的動力裝置為渦槳發動機，其在不同狀態下的頻率值如表1所示。

表1 某型飛機動力裝置的激勵頻率

3 動力學有限元模型

建立動力學有限元模型時，中央操縱臺、儀表板及遮光板組件模型的約束方式如下：約束操縱臺底部與地板骨架連接位置的所有自由度；約束儀表板左右兩側與飛機隔框連接位置的所有自由度；約束儀表板、遮光板拉桿自由端的平動自由度(釋放其轉動自由度)。中央操縱臺、儀表板及遮光板組件的動力學有限元模型如圖1所示。

圖1 動力學有限元模型

4 動強度分析

4.1 固有模態分析

經分析，中央操縱臺、儀表板及遮光板組件的局部振型主要集中在布線支架和面板上。因此，為便于重點考察組件的整體振型，在統計模態分析結果時，對發生在布線支架和面板上的局部振型予以忽略。采用Lanczos方法對中央操縱臺、儀表板及遮光板組件的前五階整體振型進行分析，結果如圖2所示，相應的固有頻率如表2所示。對于每一階整體振型，表2給出了其主要振動區域和方向，其中，代表航向振動，代表側向振動，代表上下振動。根據表1，按照要求需避開動力裝置的激勵頻率最小為70 Hz，由表2可知，設計的組件模態滿足要求。

圖2 模態振型圖

表2 中央操縱臺、儀表板及遮光板組件固有頻率

4.2 振動耐久性分析

根據DO-160G，振動試驗分為標準、強化和短時高量級振動試驗，具體選擇哪種試驗取決于設備類型及其在飛機上的位置。某型飛機動力裝置為渦槳發動機，為固定翼飛機，安裝在該類型航空器上的設備振動試驗選擇為標準正弦振動，測試曲線如圖3所示，因中央操縱臺組件屬于機身結構，采用圖3中的曲線。

圖3 DO-160G中規定的標準正弦振動測試曲線[15]

圖4所示為轉化后的振動加速度輸入曲線。利用有限元軟件，采用頻響分析法對結構進行振動分析。振動加速度激勵施加在圖1所示的所有約束點處，調用NASTRAN求解器進行正弦掃頻分析。

圖4 標準正弦振動激勵曲線

某型飛機駕駛艙中央操縱臺、儀表板及遮光板組件集成化結構在極端工況下，載荷較大位置為結構的前向和下向，考慮側向振動，分別對集成化結構的前向(-方向)、下向(-方向)和側向(方向)三個方向的振動頻率響應進行分析。

(1)-方向標準正弦振動激勵。圖5所示為-方向標準正弦振動激勵下頻率響應曲線，由圖5可見，設計結構應力最大對應激勵頻率為41.0 Hz處。

圖5 應力最大位置附近頻率響應曲線

圖6所示為-方向標準正弦振動的計算應力云圖。計算結果表明：結構承受的最大應力為174 MPa；位置為遮光板后支撐部件與遮光板拉桿固定件連接處。

圖6 最大應力時的應力云圖

考慮振動調價下結構的安全裕度，其計算式為

式中：為材料抗拉強度；為材料承受的最大載荷。遮光板后支撐部件材料為7075-T62鋁合金，其抗拉強度為510 MPa，則遮光板后支撐部件振動耐久性安全裕度為

(2)方向標準正弦振動激勵。圖7為方向標準正弦振動激勵下頻率響應曲線。由圖7可見，結構應力最大對應的激勵頻率為21.5 Hz處。

圖7 應力最大位置附近頻率響應曲線

圖8所示為方向標準正弦振動的計算應力云圖。由有限元計算結果可知：結構承受的最大應力為151 MPa；位置在中央操縱臺隔板框與后側左右縱梁連接處。

圖8 最大應力時的應力云圖

隔板框材料為7075-T62鋁合金，抗拉強度為510 MPa，則由式(1)可得其振動耐久性安全裕度為

(3)-方向標準正弦振動激勵。圖9所示為-方向標準正弦振動激勵下頻率響應曲線。由圖9可知，結構應力最大對應的激勵頻率約為33.0 Hz處。

圖9 應力最大位置附近頻率響應曲線

圖10所示為-方向標準正弦振動的計算應力云圖。計算結果表明，結構承受的最大應力為165 MPa，位置在固定遮光板支架上。

圖10 最大應力時的應力云圖

支架材料為7075-7351，抗拉強度為476 MPa。則其振動耐久性安全裕度為

中央操縱臺組件的模態及振動耐久性指標滿足設計要求上述三個方向的標準振動分析結果表明，設計的集成化結構的振動滿足要求。

5 結論

對某型飛機駕駛艙中央操縱臺、儀表板及遮光板組件集成化結構的五階整體振型固有模態及前向、下向和側向標準正弦振動耐久性分析，結論如下：

(1)集成化結構的五階整體振型固有模態頻率介于21.30～43.20 Hz之間，遠小于發動機不同狀態下的最小基頻(70 Hz)。

(2)標準正弦振動耐久性分析表明：前向的頻率響應曲線最大載荷對應頻率為41.0 Hz，最大載荷為174 MPa，位置在遮光板后支撐部件與遮光板拉桿固定件連接處；側向的頻率響應曲線最大載荷對應頻率為21.5 Hz，最大載荷為151 MPa，位置在中央操縱臺隔板框與后側左右縱梁連接處；下向頻率響應曲線最大載荷對應的頻率為33.0 Hz，最大載荷為165 MPa，位置在固定遮光板的支架上。

(3)標準正弦振動耐久性分析結果表明，結構的前向、下向和側向的安全裕度值介于0.02～0.19之間，滿足設計要求。