直升机载显控台设计与试验*

杭 燚，孙 帆，沈文军

(南京电子技术研究所， 江苏 南京 210039)

直升机载显控台设计与试验*

杭 燚，孙 帆，沈文军

(南京电子技术研究所， 江苏 南京 210039)

针对直升机载平台设计了轻型化高刚强度显控台。首先介绍了直升机平台的振动环境特点。然后根据要求设计了复合材料显控台，并对其进行了模态分析，在此基础上选用了合适的隔振系统，并采用刚度法使整个系统达到解耦。最后对显控台及上装设备进行了振动冲击试验，试验顺利通过。结果表明，显控台结构设计合理，隔振系统选用适当，满足直升机载平台严酷环境要求。该方法可为类似产品的设计、优化提供参考。

直升机；显控台；振动

引 言

近年来，若干型号的直升机相继设计定型，越来越多的机载电子设备被加装到直升机载平台上。这些电子设备正朝着轻小型化和高环境适应性的方向发展，在直升机载平台上，面临着严酷的振动与冲击环境，其工作稳定性和可靠性是设计人员必须考虑的设计因素，目前许多加装在直升机平台上的小型分机级电子设备均遇到过此类问题[1-3]。

随着电子设备数量的增多，需要有机柜(机架)级的结构设备将电子设备集成安装在直升机上，例如显控台。显控台是直升机载电子系统的主要人机交互设备，在其重量严格限制的前提下，需采用高性能的碳纤维复合材料作为显控台机架的成型主材，并采取整体成型或分体成型、胶铆连接相结合的措施和碳纤维-轻质泡沫夹层的加固方法，使机架的整体结构满足系统的刚强度性能指标，并最大限度地减轻系统的重量。

碳纤维复合材料在飞机结构设计上应用较多，但是对于机载显控台而言，确是首次。本文讨论了某直升机载设备振动环境的特点，设计了具有开放式复合材料结构的直升机载显控台，对其进行三维建模和模态分析，在此基础上进行隔振缓冲设计，并对实物样机进行振动环境试验。

1 机载环境适应性分析

直升机载电子设备装机后，必须适应恶劣的振动与冲击环境。直升机是非常复杂的机械系统，其工作环境的振动也非常复杂。在飞行过程中，直升机振动的激励力包括旋翼引起的nKΩ激励力(其中K为桨叶片数，Ω为旋翼转速，n=1, 2, 3, …)、旋翼质量和气动不平衡引起的1Ω激励力、旋翼尾流引起的KΩ激励力、尾桨的激励力、发动机的激励力、各旋转部件(传动轴、减速器)质量不平衡引起的激励力以及机载武器发射产生的激振力等[4-5]。图1为某直升机平台的振动环境。

图1 某直升机平台的振动环境

2 显控台设计

2.1 结构设计

本文研究的对象为某直升机载显控台，其主要组成包括显控台机架、显示器及机架上安装的其余电子设备。整个显控台(含上装设备)的重量约为60 kg，其中作为承载系统的显控台机架重量不大于12 kg。为了减重，显控台机架设计为开放式结构，通过底部和背部与直升机的地板和围框固定。复合材料显控台的机架采用碳纤维、蜂窝芯的“三明治”结构。其中碳纤维铺层形式为：[0/+45/-45/90]2S，厚度为0.125 mm，层数统一为16层，总厚度为2 mm。显控台不同部位的厚度主要是通过控制蜂窝的厚度来保证，蜂窝厚度主要为8 mm，18 mm和28 mm 3种。

显控台机架分上下两部分，每部分先各自铺层成型，再进行整体胶结。见图2和表1。

图2 显控台结构形式及主要安装设备

序号名称重量/kg1显示器10.52显示器10.53设备A1.24设备B4.55设备C1.46设备D17设备E1.38设备F2.79机架12

2.2 模态分析

运用三维实体建模，并将显控台的三维实体模型导入HyperMesh软件中进行有限元前处理网格划分，运用Ansys有限元软件对显控台进行分析计算。

对组成显控台的实体模型进行四面体体网格及三角形单元网格划分，获得其网格模型。对显控台机架整体进行模态分析，机架的前20阶固有频率见表2，前4阶振型见图3～图6。

表2 显控台前20阶固有频率

图4 显控台第2阶振型

图5 显控台第3阶振型

图6 显控台第4阶振型

从表2和图3～图6中可以看出，机架在100 Hz内仅有4阶模态，其固有频率与正弦激励频率点不重合，且这4阶模态中都没有对垂直上下、水平前后和水平左右激励反应较大的模态。这说明在此3个方向加正弦激励后，机架的刚度好、变形小，机架的结构设计较为合理。

2.3 隔振缓冲设计

在直升机振动冲击载荷作用下，显控台按其本身的结构动态特性产生力、位移和加速度等响应。为了保证设备的工作性能并提高使用寿命，必须将其与直升机产生的振动和冲击进行隔离。选择合适的隔振系统，利用隔振器的弹性和阻尼特性，衰减动态力对显控台的影响，可将其承受的振动和冲击量控制在允许范围内。

由于显控台上安装有若干离散质量的构件，存在着质心偏离几何中心的情况，因此需要对其进行解耦设计。

对于本系统而言，重量要求严格，因此不适宜采用配重法在显控台内加装配重，将质心调配到刚度中心。必须采用刚度法，通过调整底部隔振器刚度，将刚度中心与质量中心重合。当选用相同固有频率fn的隔振器时，各隔振器的刚度ki为

式中，Wi为相应隔振器实际的承载量。

目前机载电子设备选用的隔振器主要为钢丝绳隔振器和无谐振峰隔振器，这两种隔振器的弹性特性和阻尼特性主要由金属构件决定，具备良好的环境适应性。考虑到无谐振峰隔振器具有低固有频率，在显控台受到正弦激励(启动频率21.2 Hz处)时已处于隔振区，因此选择无谐振峰(GWF型)隔振器作为本显控台的隔振系统。根据无谐振峰隔振器系统隔振缓冲的工作原理和其特性[6-7]可知，该隔振器是根据隔振、缓冲技术所要求的变刚度、变阻尼特性设计的隔振系统，采用刚度拟合技术和干摩擦阻尼技术实现低固有频率，无共振放大，并可兼顾缓冲。在结构上，采用几组具有独立特性的阻尼特性组件，从而可以灵活地组装成具有不同承载量、不同动态特性的隔振器或阻尼缓冲器。

为防止显控台装机后，由飞机载体的运动状态发生变化(起飞、降落、回旋等)而产生的惯性力、离心力、离心力矩、倾覆力、倾覆力矩，以及舱壁的振动、冲击等对隔振系统造成有害影响，特选用非承载类GBJ型背架式隔振器对整个底部隔振系统起稳定保护作用。GBJ型隔振器的垂向和水平固有频率较低，对底部GWF型隔振器垂向特性影响很小，而在水平面内的任意方向固有频率相同，其刚度曲线是关于原点的点对称曲线。

通过调整GWF型隔振器不同的动态特性并配套使用GBJ型隔振器，有利于采用刚度法将显控台的刚度中心与质量中心重合，达到解耦目的。

3 振动冲击试验

本试验的主要目的是验证隔振器的选型及显控台机架在直升机载环境下的强度校核。振动试验条件为按照图1的量值对显控台进行竖直上下、水平前后、水平左右3个方向，每个方向1 h的功能振动试验，并将此量值放大1.5倍，3个方向进行2.5 h的耐久振动试验。冲击试验波形为半正弦波，峰值加速度为15g，持续时间为11 ms，3轴6向，每向3次。显控台垂向振动试验见图7。

图7 显控台垂向振动试验

在显控台经历1 h的功能振动试验、2.5 h的耐久振动试验及冲击试验后，对显控台进行结构检查和开机性能检测，结果均正常。同时，从显控台上各监控点处传感器测得的响应曲线可以看出，隔振器的减振效果明显，显控台机架上各设备处的响应值均小于设备的承受能力。显控台振动响应曲线如图8所示。

图8 显控台振动响应曲线

4 结束语

本文根据机载电子设备轻型化和高环境适应性的需求，结合直升机载平台的力学环境特点，设计了以碳纤维复合材料为成型主材的直升机显控台。研制过程中对显控台机架进行了仿真分析保证其刚强度，并选用合适的隔振系统，使整个显控台通过了直升机载平台条件下严酷的振动冲击试验。该结构形式的显控台样式新颖，具有良好的比刚度和比强度，可为类似产品的设计及应用提供参考。

[1] 段军, 白振强, 路龙龙. 直升机机载雷达频综接收机的环境适应性设计[J]. 电子科技, 2014, 27(6): 93-95, 98.

[2] 苏越. 某型直升机显示器振动排故分析[J]. 硅谷, 2013(21): 52-53, 44.

[3] 和法家, 卢曦. 某直升机橡胶减震器动刚度特性试验[J]. 实验室研究与探索, 2014, 33(3): 41-44.

[4] 国防科学技术工业委员会. GJB 150.16—1986 军用设备环境试验方法：振动试验[S]. 1986.

[5] 庄表中, 梁以德, 张佑启. 结构随机振动[M]. 北京: 国防工业出版社, 1995.

[6] 沈文军. 舰用铸铝密闭机柜的隔振缓冲设计[J]. 电子机械工程, 2005, 21(6): 8-14.

[7] 季馨, 王树荣. 电子设备振动环境适应性设计[M]. 北京: 电子工业出版社, 2012.

杭 燚(1978-)，男，博士，高级工程师，主要从事雷达结构总体设计工作。

Design and Mechanical Test for Helicopter-borne Display Console

HANG Yi，SUN Fan，SHEN Wen-jun

(NanjingResearchInstituteofElectronicsTechnology,Nanjing210039,China)

In this paper, a lightweight display console with high stiffness and strength is designed for the helicopter platform. The vibration environment characteristics of helicopter platform are introduced first. Then the composite material display console is designed according to requirements, and the modal analysis is carried out. On the basis of the research, choosing appropriate vibration isolation system and using stiffness method to realize the decoupling of the whole system. Finally, the vibration and shock test for the display console and its installed devices is conducted, and the test is passed successfully. Results show that the design is reasonable and the vibration isolation system chosen is proper, satisfying the requirements of the strict helicopter platform environment. The method can provide a reference for the design and optimization of similar products.

helicopter; display console; vibration

2014-10-23

TN87

A

1008-5300(2015)01-0039-03