直升机动力学基础直升机振动控制11docx.docx

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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.02g

1.1971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-70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/h

4Q

■

12P

169

B6105

g1

V

▼

20Q

lTXjLL

■

y

0.10

0.05

020406080100120140160180

图4・7BO-105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。

020406080100120140

V（b85km/h）

图4・8BO-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/h》

Jft大航

231km/u

263fcm/h,

4-9

S-76坯升机座舱振动过藝

Bff飞行速度的空化

图4-10S-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

102030405060

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1O

哀4・1干扰指数及旋IU5转一次振动水平客许的量大值

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

1.2

3.81.

1.0

3.81

2.0

3.81J

I区

3.0

7.62

2・5

7.62

5.0

7.62

■区

4.0

10.16

3.0

10.16

6.0

10.16

I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：

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17・8m/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0・381mm的位移峰峰值；II不超过2.5倍；III类3.0倍。

>>1Rev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）⑹

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7Burkha

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

中心在旋翼激振力作用下以频率刀TQ振动时，分别有

频率为（ZN±1）O的惯性力对摆锤激振，只要适当选

择尸D—d,使乩=（ZN+1）G或（ZN-1）G，就可以达

到吸振目的，如果要（ZN±l）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、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）=Fosin（J—0作用时的

vm

2.一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F]Sing/）,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F2sin（^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

521ONm2,桨叶单位长度质量为4・9kg/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。