直升机动力学基础直升机振动控制11docx.docx

1、直升机动力学基础直升机振动控制11docx南京航空航夭丈彥直俞机牧*罚宪所第八章直升机振动控制南京航空航夭丈修袁衍机以丈旳宪所一、振动引起的不良后果1 影响乘员的舒适程度;2降低乘员执行任务时的工作效率，增力口工作负荷;3引起结构的疲劳破坏，降低疲劳寿命;4.影响机载设备的使用性能;5降低直升机、系统及设备的可靠性，增加使用维护的工作量。二、直升机的振动水平现代直升机的振动水平:0. 1g；喷气式客机的振动水平：o. 02g1.1971年，UTTAS （通用战术运输直升机）及AAH （先进武装直升机）项目，美军方首次在战技指标中提出0. 05g振动水平要求。2. UTTAS：西科斯基公司S-7

2、0的军用型YUH-60A；波音公司的YUH-61AM验机。3.AAH：贝尔；休斯YAH-64 （休斯-麦道-波 音）。4.四家竞标公司都无法满足这一要求，军方不得不将指标更改为0.1g；中标的UH-60和AH-64首飞后均遇到大的振 动问题，经过艰苦的努力才满足了这一要求， 这些努力包括：抬高旋翼机身附加擅波罩改进桨毂吸振器安装机体吸振器改变机体局部刚度 改进乘员座椅 对安定面进行踊振直升机界第一次认识到，不能在 首飞之后遇到振动问题时才设法解决, 应该将减振设计作为结构设计的重要 组成部分，必须在研制初期就进行振 动的分析和计算。解决振动问题的基本思路:单纯性能设计动力学综合设计扌巴减振设计

3、作为 结构设计的 重要组成部 分，在研制初期进彳亍振动的分析牙口计算 可靠的理论分析模型和分析方法； 有效的设计手段，振动控制设计措施；新概念,新技术。三、直升机振动特性1 振动响应（气弹响应），以NQ为主， 随谐波次数降低。2振动水平随飞行状态而变。激振力在小 速度、大速度时较大，小速度有峰值， 振动水平与之对应。3机体不同部位上，模态特性不同，振动 水平也不同。振动响应（气弹响应）,以NQ为主，随谐波次数降低。水平飞行一185km/h4Q12P169B6105g 1V20QlTXjLLy0.100. 050 20 40 60 80 100 120 140 160 180图47 BO-105

4、直升机座舱垂直振动过載的频率谱振动水平随飞行状态而变。激振力在小速度.大速度时较 大，小速度有峰值，振动水平亦然。0 20 40 60 80 100 120 140V(b 85km/h)图48 BO-105直升机座舱垂直振动过載随飞行速度的变化机体不同部位上，模态特性不同，不同方向、不同频率、振动水 平也不同。V(l. 8551/hJft大航231km/u263fcm/h,4-9S-76坯升机座舱振动过藝Bff飞行速度的空化图4-10 S-76直升机座舱地板上的振动过酸分布过载：单一的振动加速度指标；任何方向、任 何频率成分均不能超标。干扰指数：美军标ADS27(1)人体对不同方向、不同频率的

5、振动耐受度 不同。(2)干扰指数，综合反映了振动对人员完成预 定任务的能力的干扰程度。(3)空勤组和兵员位置，干扰指数的确定:在给定飞行状态下，在规定的位置上测量或预 估三个方向的振动水平(W60Hz)； 对结果作频谱分析，将谱分析结果作正则化处 理；对应频率的幅值除以图4-11中对应频率上 的值;在三个方向正则化之后的频谱中，选取四个最 大峰值，共4*3=12个数值，平方，取和，再开 方。就得到该状态、该位置的干扰指数。英寸/秒10 20 30 40 50 60刃率04刃AD027振动规施（美罕驾乘品质标准丿 对应 GJB/Z20479分三类态区O表牛1 O哀41干扰指数及旋IU5转一次振动

6、水平客许的量大值飞行状杰二.* 位量驾菽员武器系统 纵手兵员干扰指数毎转次(mm/s)毎转次(mm/s)干扰指数毎转1次(tnm/s)1区1.23.81 .1.03.812.03.81 JI区3.07. 62257. 625.07. 62区4.010. 163.010. 166.010. 16I类状态：包括全却定常飞行状态，带功率额走转速 内，过栽在0.75-1.25：悬停到巡航遠度、最大后、 側向速度。蛊I类状志中，炎臭飞行春、空勤组、全部子糸统和设备满足使用规范。II类状志：除1类状态外，持续对间大于3参的飞行和 机动状羔。子糸统和设备不应出现阵低寿命的损伤;满足使用性能规范。III类状态

7、：除I类状羔外，持续对间小于等于3砂的飞 行和机动状恭。子糸统和设备不应出现使使用寿命低于要求值的损伤；且满足使用性能规范。亠武器操纵手的标准驾驶员兵员干扰指数突出了垂直方向的振动，特别是低 频；于短时机动容许干扰大；于操纵机构、仪表板、显示器、稳瞄系统（垂 直于人视线方向）的干扰界定：I类状态：振动水平不应超过178m/s； II不超 过2.5倍；III类3.0倍。I类状态：振动水平不应超过0381mm的位移 峰峰值；II不超过2.5倍；III类3.0倍。 1 Re v反映了外场使用因素的重要。要准确濒估机体禁处的振动水平，必须: ()准确预估桨毂振动载持(2)准确预估机体棋态 (3)激振力

8、与响应的相佞誉，响应之间的要减小机体禁处的振动水平，必须: flJ减小桨毂振动载荷(2)减小机体响应(3)调整激振力与响应，响应之间的相住关糸五、机体动力学特性及减振技术1.机体动力学特性机体动力学特性指机体模态特性及激 振力与机体某部位振动响应间的传递函 数关系。机体模态特性包括各模态的固 有频率、振型及模态阻尼，后者包括幅 值和相位。只有准确地确定了机体的动 力学特性才能准确地确定在一定激振力 作用下的振动响应。分析机体动力学特性的目的:1） 为了准确预估直升机振动水平；2） 在机体结构设计时，能得到满意的动力学特性，从而降低直升机振动水平。 现代直升机设计一般都采用有限元法来 分析机体动

9、力学特性，但由于机体结构十 分复杂，分析难度大，预估的准确度还不 能令人满意。但有限元分析在解决直升机 振动问题上还是发挥着重要作用o激振力与机体某部位振动响应间的传递函数关系，问题更为复杂。机体某部位的振动响应是该部位机体各模态响应的向量和，也就是说不仅各个激 振力（六力素）之间有一定的相位差；而且由于机体结构阻尼的存在，激振力和机体响应之间也存在着相位差。因此，预估直升机某个部位的振动水平的准确度,不仅取决于各激振力及各模态响应幅值的准确度,还取决于其相位关系的准确度，即不仅要准确预估 各主要模态的固有频率，还必须准确预估其振型及d四个模态时模态阻尼。图4-3所示为考虑a、b、c、 的机体

10、某部位的频率响应。期时的各模态成分 lm机体某部位的频率响应及各模态成分2直升机减振技术1=1降低直升机的振动水平要从两个方面着手： 降低旋翼激振力及降低在一定激振力作用下的机体 响应。X最理想的是通过旋翼及机体的动力学设计达到 对直升机的振动要求，这样解决问题付出的代价最 小、最理想。但目前的技术水平往往还达不到这个 程度，还需要采用一定的抑制措施才能满足要求。直升机吸振及隔振X附加的吸振及隔振装置在直升机上广泛应用, 通常吸振器安装在旋翼上或机体上，安装在旋 翼上是为了吸收（抵消）旋翼激振力，安装在 机体上是为了降低机体某部位的振动水平。吸振器实际上是一个单自由度的质量一一弹 簧系统，如图

11、4-4所示，子系统固有频率%=仮頑O频率为G的激振力H乍用在弹簧 末端,引起振动位移0。当子系统频率叫等于 激振力频率G时，该点的阻抗为无穷大。(a) 1）旋翼动力吸振器（图4-5）安装在桨叶根部用于吸收（抵消）旋翼挥舞面堰动，也称为离心摆 式动力吸振器，其固有频率心丘,适当选择/?、r 就可以使Q日等于激振力频率。 G豹31*5缶7 Burkha另一种应用较多的动力吸振器是安装在桨毂上的 双线摆吸振器，如图4-6。当桨毂受到旋翼桨毂平面里 激振力的作用时，离心块（摆锤）将绕支点来回摆动 （销孔直径比销子直径大），恢复力由离心力提供。4-6双线摆吸振器命,可以证明，当桨毂其固有频率叫中心在旋翼

12、激振力作用下以频率刀TQ振动时，分别有频率为(ZN1)O的惯性力对摆锤激振，只要适当选择尸Dd,使乩=(ZN + 1)G或(ZN-1)G，就可以达到吸振目的，如果要(ZNl)O两个激振力都吸收,则需设置两组吸振器。离心式动力吸振器的主要优点是其固有频率与旋翼转速成正比，因而旋翼转速变化时仍能保持设定的 阻抗。2）安装在机体上的吸振器此类吸振器一般用于吸收（抵消）机体某部位的局部振动，例如座舱动力吸振器。图示为安装于UH-60A机体上的动力吸振器。3）直升机隔振系统隔振系统在直升机上应用得很广泛，除一般设置在主减速器与机体的连接处，把 旋翼激振动力与机体隔离开来的隔振系统 外，还广泛应用于仪表板

13、、发动机、设备、 驾驶员座椅等的隔离。聚焦式隔振系统原理动力反共振隔振器（DAVI）的原理图。图4T0是DAVI 在直升机上的布置。反共振隔振器的工作原理反共振隔振器在直升机的布置直升机振动主动抑制技术主动减振技术是主动控制技术在直升机减振领域中的应用，由于其减振的频带范围宽、适应不同的飞行状态、减振效果明显等优点，因此，具有很好的应用前景。主动减振系统有频率调谐跟踪式动力吸振器、高阶谐波控制（HHC）系统、主动控制襟翼（ACF）包括机械式或智能结构、结构响应主动控制（ACSR）系统等，而后在当前受到广泛 关注。ACSR的基本思想是叠加原理：机体的振动是 由旋翼激振力所引起的振动与ACSR系统

14、产生的激 振响应线性叠加而成，而ACSR的功能就是使其和 为最小。其做法是在直升机机体主要模态的非节 点位置用作动力筒施加激振，从而减小机体关键 部位的振动水平。南京航空航夭y；曇直笳机牧*可宪所典型的ACSR的系统框图如下可以看出，ACSR主要由三部分组成：作动筒、 控制装置与振动传感器（加速度计），振动传感 器测得的信号输入控制器，控制器再将指令输入 作动筒，最终使测量点的振动水平最小。显然， ACSR取得效果的主要因素在于作动筒与传感器的 安装位置及控制方式。ACSR的优点是能适应旋翼转速及飞行状态的 变化，而且能同时抑制几个不同频率的振动。 ACSR已在多个型号上应用，减振效果明显。振

15、动主动抑制技术相对于被动式减振技术，也称有源控制，即需要消耗能量的作动器，当然1.静止在平衡位置上的单自由度系统，已知参数m、k、c,求其受简谐激振力 响应。f(t) = Fo sin(J0 作用时的v m2.一直升机主减速器与机身之间隔振弹簧垂直方向 的刚度为k1,起落架在地面滑跑时垂直方向的刚度 为k2。已知旋翼和主减速器的质量为ml,机身质量 为m2,桨叶片数为n,不计阻尼。(1)当直升机滑跑时，桨毂上作用有垂直方向的 激振力FSing/),求机身的稳态响应。(2)当直升机飞行时，桨毂上作用有垂直方向的 激振力F2 sin(Z),求机身的稳态响应。3. 一直升机旋翼桨叶可近似认为是根部较支的均 质梁，其长度为5m,挥舞方向的抗弯刚度为521 ONm2,桨叶单位长度质量为49kg/m。试求该桨叶不旋转时前五阶挥舞固有频率。4一较接式旋翼有四片桨叶，其桨叶的某阶扭转固有频率比在不同整体振型下分别为6. 6、4. 6和 3.5,试分析这三个固有频率所对应的整体振型。4.某铉接式旋翼的半径为6米，工作转速为360转/分,其挥舞铉与摆振铉的轴线重合，且重合点距旋翼的旋转中心0.2米。设桨叶的质量沿展向均匀分布:(1)求桨叶的挥舞一阶(刚体挥舞)(2)求桨叶的摆振一阶(刚体挥舞)固有频率和频率比;(3)如果在地面上该直升机机体的横滚固有频率为3Hz,求发生“地面共振”时的旋翼转速。