直升機(jī)動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)(直升機(jī)振動(dòng)控制-2010-11)

第八章直升機(jī)振動(dòng)控制§4.1概述一、振動(dòng)引起的不良后果1.影響乘員的舒適程度；2.降低乘員執(zhí)行任務(wù)時(shí)的工作效率，增加工作負(fù)荷；3.引起結(jié)構(gòu)的疲勞破壞，降低疲勞壽命；4.影響機(jī)載設(shè)備的使用性能；5.降低直升機(jī)、系統(tǒng)及設(shè)備的可靠性，增加使用維護(hù)的工作量。二、直升機(jī)的振動(dòng)水平

現(xiàn)代直升機(jī)的振動(dòng)水平：0.1g；噴氣式客機(jī)的振動(dòng)水平：0.02g1.1971年，UTTAS（通用戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸直升機(jī)）及AAH（先進(jìn)武裝直升機(jī)）項(xiàng)目，美軍方首次在戰(zhàn)技指標(biāo)中提出0.05g振動(dòng)水平要求。2.UTTAS：西科斯基公司S-70的軍用型YUH-60A；波音公司的YUH-61A試驗(yàn)機(jī)。3.AAH：貝爾；休斯YAH-64（休斯-麥道-波音）。4.四家競(jìng)標(biāo)公司都無(wú)法滿足這一要求，軍方不得不將指標(biāo)更改為0.1g；中標(biāo)的UH-60和AH-64首飛后均遇到大的振動(dòng)問(wèn)題，經(jīng)過(guò)艱苦的努力才滿足了這一要求，這些努力包括：

抬高旋翼 機(jī)身附加整流罩 改進(jìn)槳轂吸振器 安裝機(jī)體吸振器 改變機(jī)體局部剛度 改進(jìn)乘員座椅 對(duì)安定面進(jìn)行隔振直升機(jī)界第一次認(rèn)識(shí)到，不能在首飛之后遇到振動(dòng)問(wèn)題時(shí)才設(shè)法解決，應(yīng)該將減振設(shè)計(jì)作為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要組成部分，必須在研制初期就進(jìn)行振動(dòng)的分析和計(jì)算。解決振動(dòng)問(wèn)題的基本思路：?jiǎn)渭冃阅茉O(shè)計(jì)——〉動(dòng)力學(xué)綜合設(shè)計(jì)把減振設(shè)計(jì)作為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要組成部分，在研制初期進(jìn)行振動(dòng)的分析和計(jì)算可靠的理論分析模型和分析方法；有效的設(shè)計(jì)手段，振動(dòng)控制設(shè)計(jì)措施；新概念，新技術(shù)。三、直升機(jī)振動(dòng)特性振動(dòng)響應(yīng)（氣彈響應(yīng)），以NΩ為主，隨諧波次數(shù)降低。振動(dòng)水平隨飛行狀態(tài)而變。激振力在小速度、大速度時(shí)較大，小速度有峰值，振動(dòng)水平與之對(duì)應(yīng)。機(jī)體不同部位上，模態(tài)特性不同，振動(dòng)水平也不同。振動(dòng)響應(yīng)（氣彈響應(yīng)），以NΩ為主，隨諧波次數(shù)降低。振動(dòng)水平隨飛行狀態(tài)而變。激振力在小速度、大速度時(shí)較大，小速度有峰值，振動(dòng)水平亦然。機(jī)體不同部位上，模態(tài)特性不同，不同方向、不同頻率、振動(dòng)水平也不同。四、振動(dòng)標(biāo)準(zhǔn)—過(guò)載與干擾指數(shù)過(guò)載：?jiǎn)我坏恼駝?dòng)加速度指標(biāo)；任何方向、任何頻率成分均不能超標(biāo)。干擾指數(shù)：美軍標(biāo)ADS27（1）人體對(duì)不同方向、不同頻率的振動(dòng)耐受度不同。（2）干擾指數(shù)，綜合反映了振動(dòng)對(duì)人員完成預(yù)定任務(wù)的能力的干擾程度。（3）空勤組和兵員位置，干擾指數(shù)的確定：在給定飛行狀態(tài)下，在規(guī)定的位置上測(cè)量或預(yù)估三個(gè)方向的振動(dòng)水平（≤60Hz）；對(duì)結(jié)果作頻譜分析，將譜分析結(jié)果作正則化處理；對(duì)應(yīng)頻率的幅值除以圖4-11中對(duì)應(yīng)頻率上的值；在三個(gè)方向正則化之后的頻譜中，選取四個(gè)最大峰值，共4*3=12個(gè)數(shù)值，平方，取和，再開(kāi)方。就得到該狀態(tài)、該位置的干擾指數(shù)。ADS-27振動(dòng)規(guī)范（美軍駕乘品質(zhì)標(biāo)準(zhǔn)）

——對(duì)應(yīng)GJB/Z20479分三類狀態(tài)區(qū)。表4-1。I類狀態(tài)：包括全部定常飛行狀態(tài)，帶功率額定轉(zhuǎn)速內(nèi)，過(guò)載在0.75-1.25g，懸停到巡航速度、最大后、側(cè)向速度。 在I類狀態(tài)中，旋翼飛行器、空勤組、全部子系統(tǒng)和設(shè)備滿足使用規(guī)范。

II類狀態(tài)：除I類狀態(tài)外，持續(xù)時(shí)間大于3秒的飛行和機(jī)動(dòng)狀態(tài)。子系統(tǒng)和設(shè)備不應(yīng)出現(xiàn)降低壽命的損傷；且滿足使用性能規(guī)范。III類狀態(tài)：除I類狀態(tài)外，持續(xù)時(shí)間小于等于3秒的飛行和機(jī)動(dòng)狀態(tài)。子系統(tǒng)和設(shè)備不應(yīng)出現(xiàn)使使用壽命低于要求值的損傷；且滿足使用性能規(guī)范。武器操縱手的標(biāo)準(zhǔn)〉駕駛員〉兵員干擾指數(shù)突出了垂直方向的振動(dòng)，特別是低頻；短時(shí)機(jī)動(dòng)容許干擾大；操縱機(jī)構(gòu)、儀表板、顯示器、穩(wěn)瞄系統(tǒng)（垂直于人視線方向）的干擾界定：I類狀態(tài)：振動(dòng)水平不應(yīng)超過(guò)17.8m/s；II不超過(guò)2.5倍；III類3.0倍。I類狀態(tài)：振動(dòng)水平不應(yīng)超過(guò)0.381mm的位移峰峰值；II不超過(guò)2.5倍；III類3.0倍。1Rev反映了外場(chǎng)使用因素的重要。要準(zhǔn)確預(yù)估機(jī)體某處的振動(dòng)水平，必須：（1）準(zhǔn)確預(yù)估槳轂振動(dòng)載荷（2）準(zhǔn)確預(yù)估機(jī)體模態(tài)（3）激振力與響應(yīng)的相位差，響應(yīng)之間的相位差要減小機(jī)體某處的振動(dòng)水平，必須：（1）減小槳轂振動(dòng)載荷（2）減小機(jī)體響應(yīng)（3）調(diào)整激振力與響應(yīng)，響應(yīng)之間的相位關(guān)系

機(jī)體動(dòng)力學(xué)特性指機(jī)體模態(tài)特性及激振力與機(jī)體某部位振動(dòng)響應(yīng)間的傳遞函數(shù)關(guān)系。機(jī)體模態(tài)特性包括各模態(tài)的固有頻率、振型及模態(tài)阻尼，后者包括幅值和相位。只有準(zhǔn)確地確定了機(jī)體的動(dòng)力學(xué)特性才能準(zhǔn)確地確定在一定激振力作用下的振動(dòng)響應(yīng)。五、機(jī)體動(dòng)力學(xué)特性及減振技術(shù)1.機(jī)體動(dòng)力學(xué)特性

分析機(jī)體動(dòng)力學(xué)特性的目的：

1）為了準(zhǔn)確預(yù)估直升機(jī)振動(dòng)水平；

2）在機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，能得到滿意的動(dòng)力學(xué)特性，從而降低直升機(jī)振動(dòng)水平?，F(xiàn)代直升機(jī)設(shè)計(jì)一般都采用有限元法來(lái)分析機(jī)體動(dòng)力學(xué)特性，但由于機(jī)體結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜，分析難度大，預(yù)估的準(zhǔn)確度還不能令人滿意。但有限元分析在解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題上還是發(fā)揮著重要作用。

·激振力與機(jī)體某部位振動(dòng)響應(yīng)間的傳遞函數(shù)關(guān)系，問(wèn)題更為復(fù)雜。機(jī)體某部位的振動(dòng)響應(yīng)是該部位機(jī)體各模態(tài)響應(yīng)的向量和，也就是說(shuō)不僅各個(gè)激振力（六力素）之間有一定的相位差；而且由于機(jī)體結(jié)構(gòu)阻尼的存在，激振力和機(jī)體響應(yīng)之間也存在著相位差。因此，預(yù)估直升機(jī)某個(gè)部位的振動(dòng)水平的準(zhǔn)確度，不僅取決于各激振力及各模態(tài)響應(yīng)幅值的準(zhǔn)確度，還取決于其相位關(guān)系的準(zhǔn)確度，即不僅要準(zhǔn)確預(yù)估各主要模態(tài)的固有頻率，還必須準(zhǔn)確預(yù)估其振型及模態(tài)阻尼。圖4-3所示為考慮a、b、c、d四個(gè)模態(tài)時(shí)的機(jī)體某部位的頻率響應(yīng)。機(jī)體某部位的頻率響應(yīng)及各模態(tài)成分

降低直升機(jī)的振動(dòng)水平要從兩個(gè)方面著手：降低旋翼激振力及降低在一定激振力作用下的機(jī)體響應(yīng)。最理想的是通過(guò)旋翼及機(jī)體的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)達(dá)到對(duì)直升機(jī)的振動(dòng)要求，這樣解決問(wèn)題付出的代價(jià)最小、最理想。但目前的技術(shù)水平往往還達(dá)不到這個(gè)程度，還需要采用一定的抑制措施才能滿足要求。2.直升機(jī)減振技術(shù)

吸振器實(shí)際上是一個(gè)單自由度的質(zhì)量——彈簧系統(tǒng)，如圖4-4所示，子系統(tǒng)固有頻率。頻率為ω的激振力F作用在彈簧末端,引起振動(dòng)位移D。當(dāng)子系統(tǒng)頻率等于激振力頻率ω時(shí)，該點(diǎn)的阻抗為無(wú)窮大?！裰鄙龣C(jī)吸振及隔振

附加的吸振及隔振裝置在直升機(jī)上廣泛應(yīng)用，通常吸振器安裝在旋翼上或機(jī)體上，安裝在旋翼上是為了吸收（抵消）旋翼激振力，安裝在機(jī)體上是為了降低機(jī)體某部位的振動(dòng)水平。圖4-4動(dòng)力吸振器原理

1）旋翼動(dòng)力吸振器（圖4-5）——安裝在槳葉根部用于吸收（抵消）旋翼?yè)]舞面振動(dòng)，也稱為離心擺式動(dòng)力吸振器，其固有頻率，適當(dāng)選擇R、r就可以使ωa等于激振力頻率。圖4-5槳葉擺式吸振器另一種應(yīng)用較多的動(dòng)力吸振器是安裝在槳轂上的雙線擺吸振器，如圖4-6。當(dāng)槳轂受到旋翼槳轂平面里激振力的作用時(shí)，離心塊（擺錘）將繞支點(diǎn)來(lái)回?cái)[動(dòng)（銷孔直徑比銷子直徑大），恢復(fù)力由離心力提供。圖4-6雙線擺吸振器其固有頻率，可以證明，當(dāng)槳轂中心在旋翼激振力作用下以頻率ZKΩ振動(dòng)時(shí)，分別有頻率為（的慣性力對(duì)擺錘激振，只要適當(dāng)選擇r=D－d，使，就可以達(dá)到吸振目的，如果要（兩個(gè)激振力都吸收，則需設(shè)置兩組吸振器。離心式動(dòng)力吸振器的主要優(yōu)點(diǎn)是其固有頻率與旋翼轉(zhuǎn)速成正比，因而旋翼轉(zhuǎn)速變化時(shí)仍能保持設(shè)定的阻抗。2）安裝在機(jī)體上的吸振器

此類吸振器一般用于吸收（抵消）機(jī)體某部位的局部振動(dòng)，例如座艙動(dòng)力吸振器。圖示為安裝于UH-60A機(jī)體上的動(dòng)力吸振器。

3）直升機(jī)隔振系統(tǒng)隔振系統(tǒng)在直升機(jī)上應(yīng)用得很廣泛，除一般設(shè)置在主減速器與機(jī)體的連接處，把旋翼激振動(dòng)力與機(jī)體隔離開(kāi)來(lái)的隔振系統(tǒng)外，還廣泛應(yīng)用于儀表板、發(fā)動(dòng)機(jī)、設(shè)備、駕駛員座椅等的隔離。聚焦式隔振系統(tǒng)原理圖動(dòng)力反共振隔振器（DAVI）的原理圖。圖4-10是DAVI在直升機(jī)上的布置。反共振隔振器的工作原理反共振隔振器在直升機(jī)的布置●直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)抑制技術(shù)主動(dòng)減振技術(shù)是主動(dòng)控制技術(shù)在直升機(jī)減振領(lǐng)域中的應(yīng)用，由于其減振的頻帶范圍寬、適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)、減振效果明顯等優(yōu)點(diǎn)，因此，具有很好的應(yīng)用前景。

主動(dòng)減振系統(tǒng)有頻率調(diào)諧跟蹤式動(dòng)力吸振器、高階諧波控制（HHC）系統(tǒng)、主動(dòng)控制襟翼（ACF）——包括機(jī)械式或智能結(jié)構(gòu)、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制（ACSR）系統(tǒng)等，而后在當(dāng)前受到廣泛關(guān)注。

ACSR的基本思想是疊加原理：機(jī)體的振動(dòng)是由旋翼激振力所引起的振動(dòng)與ACSR系統(tǒng)產(chǎn)生的激振響應(yīng)線性疊加而成，而ACSR的功能就是使其和為最小。其做法是在直升機(jī)機(jī)體主要模態(tài)的非節(jié)點(diǎn)位置用作動(dòng)力筒施加激振，從而減小機(jī)體關(guān)鍵部位的振動(dòng)水平。典型的ACSR的系統(tǒng)框圖如下

可以看出，ACSR主要由三部分組成：作動(dòng)筒、控制裝置與振動(dòng)傳感器（加速度計(jì)），振動(dòng)傳感器測(cè)得的信號(hào)輸入控制器，控制器再將指令輸入作動(dòng)筒，最終使測(cè)量點(diǎn)的振動(dòng)水平最小。顯然，ACSR取得效果的主要因素在于作動(dòng)筒與傳感器的安裝位置及控制方式。

ACSR的優(yōu)點(diǎn)是能適應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速及飛行狀態(tài)的變化，而且能同時(shí)抑制幾個(gè)不同頻率的振動(dòng)。ACSR已在多個(gè)型號(hào)上應(yīng)用，減振效果明顯。振動(dòng)主動(dòng)抑制技術(shù)相對(duì)于被動(dòng)式減振技術(shù)，也稱有源控制，即需要消耗能量的作動(dòng)器，當(dāng)然也增加了結(jié)構(gòu)重量。1.靜止在平衡位置上的單自由度系統(tǒng)，已知參數(shù)m、k、c，求其受簡(jiǎn)諧激振力作用時(shí)的響應(yīng)。2.一直升機(jī)主減速器與機(jī)身之間隔振彈簧垂直方向的剛度為k1，起落架在地面滑跑時(shí)垂直方向的剛度為k2。已知旋翼和主減速器的質(zhì)量為m1，機(jī)身質(zhì)量為m2，槳葉片數(shù)為n，不計(jì)阻尼。（1）當(dāng)直升機(jī)滑跑時(shí)，槳轂上作用有垂直方向的激振力，求機(jī)身的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)。（2）當(dāng)直升機(jī)飛行時(shí)，槳轂上作用有垂直方向的激振力，求機(jī)身的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)。3.一直升機(jī)旋翼槳葉可近似認(rèn)為是根部鉸支的均質(zhì)梁，其長(zhǎng)度為5m，揮舞方向的抗彎剛度為5210Nm2，槳葉單位長(zhǎng)度質(zhì)量為4.9kg/m。試求該槳葉不旋轉(zhuǎn)時(shí)前五階揮舞固有頻率。4.一鉸接式旋翼有四片槳葉，其槳葉的某階扭轉(zhuǎn)固有頻率比在不