多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)在直升機(jī)減振技術(shù)中的應(yīng)用研究王金亮(8)

1、第二十八屆2018)全國(guó)直升機(jī)年會(huì)論文 多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)在直升機(jī)減振技術(shù)中的應(yīng)用研究 王金亮1孫秀文1張金明2王剛1高磊1 1.中航工業(yè)哈飛，2.陸航駐哈爾濱地區(qū)軍事代表室，哈爾濱，150066) 摘要：本文介紹了一種結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)減振技術(shù)的新思路，即通過(guò)多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行直升機(jī)減振。該 方法的基本原理是通過(guò)將原來(lái)一個(gè)自由度的系統(tǒng)拆分為兩個(gè)或多個(gè)自由度的系統(tǒng)，來(lái)改變?cè)到y(tǒng)的固有 頻率，達(dá)到降低對(duì)定頻強(qiáng)迫振動(dòng)響應(yīng)的目的。通過(guò)某型直升機(jī)減振工作中的實(shí)際應(yīng)用，驗(yàn)證了采用多自 由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)的減振措施效果優(yōu)于常規(guī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化措施，且負(fù)面影響較小。最后給岀了研究結(jié)論，可為其 他直升機(jī)的減振技術(shù)提供參考。 關(guān)鍵

2、詞：直升機(jī)；減振技術(shù)；多自由度系統(tǒng) 1引言 降低直升機(jī)飛行中的振動(dòng)水平一直是直升機(jī)設(shè)計(jì)師致力于研究和解決的一個(gè)重要問(wèn)題，也是伴 隨直升機(jī)誕生而來(lái)的一個(gè)技術(shù)難點(diǎn)。它涉及到駕駛員和乘員的舒適性、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全、設(shè)備的工 作環(huán)境、機(jī)載武器的命中率等許多方面。世界上各大直升機(jī)公司一直致力于減振技術(shù)的研究，花費(fèi) 了大量人力財(cái)力。直升機(jī)振動(dòng)控制措施總的來(lái)說(shuō)可以分為機(jī)體與旋翼結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、被動(dòng)式，主動(dòng) 式減振這幾種，最常用的是機(jī)體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)和動(dòng)力吸振措施。 機(jī)體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)減振技術(shù)實(shí)際上是通過(guò)修改受控對(duì)象的動(dòng)力學(xué)特性參數(shù)使振動(dòng)滿足預(yù)定的要 求。所謂動(dòng)力學(xué)特性參數(shù)是指影響受控對(duì)象質(zhì)量、剛度與阻尼特性的那些參

3、數(shù)，如慣性元件的質(zhì) 量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量及其分布等。一般方法是通過(guò)仿真分析查找到影響振動(dòng)的結(jié)構(gòu)敏感部位，然后在敏感 部位進(jìn)行加強(qiáng)或減弱，通過(guò)改變剛度來(lái)達(dá)到偏移機(jī)身固有頻率，實(shí)現(xiàn)減振的目的。這種方法減振效 果有限，還會(huì)帶來(lái)重量或強(qiáng)度的問(wèn)題。 動(dòng)力吸振器原理是在振動(dòng)物體上附加質(zhì)量彈簧共振系統(tǒng)，這種附加系統(tǒng)在共振時(shí)產(chǎn)生的反作用 力可使振動(dòng)物體的振動(dòng)減小。直升機(jī)旋翼的工作轉(zhuǎn)速變化較小，因而以kQ為主的機(jī)身振動(dòng)頻率波 動(dòng)不大，適宜于采用窄帶動(dòng)力吸振器。很明顯，常規(guī)的動(dòng)力吸振器會(huì)給直升機(jī)帶來(lái)附加重量。 本文敘述了一種通過(guò)多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行直升機(jī)減振的方法，這種方法形式上與動(dòng)力吸振器 相似，但實(shí)質(zhì)是結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

4、通過(guò)某型直升機(jī)減振工作的實(shí)例，驗(yàn)證了采用多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)的 減振技術(shù)效果明顯，優(yōu)于常規(guī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化措施，且負(fù)面影響較小。 2原理說(shuō)明 多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)減振技術(shù)的原理是通過(guò)將原來(lái)一個(gè)自由度的系統(tǒng)拆分為兩個(gè)或多個(gè)自由度的 系統(tǒng)，來(lái)改變系統(tǒng)的固有頻率，達(dá)到降低對(duì)定頻強(qiáng)迫振動(dòng)響應(yīng)的目的。 具體分析如下： 單自由度系統(tǒng)，質(zhì)量為-J =，剛度為一1，在一個(gè)頻率為幅值為 二；的簡(jiǎn)諧外力激勵(lì) 下，系統(tǒng)將作強(qiáng)迫振動(dòng)。對(duì)于無(wú)阻尼系統(tǒng)，可以得到質(zhì)量塊的強(qiáng)迫振動(dòng)振幅為： 圖1單自由度強(qiáng)迫振動(dòng)系統(tǒng) % 二 J X 業(yè)= E* 上式中，：-為振動(dòng)系統(tǒng)的固有頻率， 二表示質(zhì)量塊在非簡(jiǎn)諧外力丄作用下 發(fā)生的靜位移。由上式可見：當(dāng)

5、激勵(lì)頻率：接近或等于系統(tǒng)固有頻率時(shí)，其振幅就變得很大。 實(shí)際振動(dòng)系統(tǒng)總是具有一定阻尼，因此振幅不可能為無(wú)窮大。在考慮系統(tǒng)的粘性阻尼之后，其 強(qiáng)迫振動(dòng)的振幅則為， 血-例)廳+2 BeOS%” 將系統(tǒng)拆分為 卜，丄）和 霍，）兩個(gè)自由度的系統(tǒng)。由主系統(tǒng)和子系統(tǒng)構(gòu)成的無(wú)阻尼二 自由度系統(tǒng)的強(qiáng)迫振動(dòng)方程的解為, 乙i-gs/ 19函)21 +匕疋35 X疋 1-（血#隔尸1 +kiK-9 他-k!K 圖2二自由度強(qiáng)迫振動(dòng)系統(tǒng) 上式中，為主振動(dòng)系統(tǒng)強(qiáng)迫振動(dòng)振幅，而-為子系統(tǒng)的強(qiáng)迫振動(dòng)振幅。式中 子系統(tǒng)的固有頻率。這個(gè)二自由度系統(tǒng)的固有頻率可以通過(guò)令上式的分母為零得到, 二乎1 + 分 +口護(hù) J（1無(wú)

6、尸+/才+ 2“？（1 + 才） 上式中， 門 為主振動(dòng)系統(tǒng)的固有頻率，為子系統(tǒng)與主振系的質(zhì)量比，： 為子系統(tǒng)與主振系的固有頻率之比。 可以設(shè)計(jì)子系統(tǒng)的固有頻率，使得主系統(tǒng)的固有頻率偏移激振頻率，達(dá)到減振的目的。但是，子系統(tǒng)的固有頻率不能設(shè)計(jì)的與激振頻率相同，否則子系統(tǒng)將成為動(dòng)力吸振器，子系統(tǒng)的振幅將大 幅增加，而一般來(lái)說(shuō)子系統(tǒng)也是要得到保護(hù)的。 可以說(shuō)，這種方法是結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)與動(dòng)力吸振措施的結(jié)合，既達(dá)到了改變結(jié)構(gòu)固有頻率的目的 又不會(huì)在子系統(tǒng)上產(chǎn)生大的振動(dòng)響應(yīng)。 3應(yīng)用實(shí)例 3.1振動(dòng)研究 某型直升機(jī)在飛行中，飛行員反映部分架次的直 升機(jī)駕駛艙地板振動(dòng)大，感覺腳部和小腿發(fā)麻。 首先通過(guò)飛行振

7、動(dòng)測(cè)量確定了振動(dòng)響應(yīng)頻率為 23.8Hz，這個(gè)頻率是該直升機(jī)旋翼系統(tǒng)的4Q通過(guò)頻 圖3地面掃頻曲線 率。通過(guò)地面激振實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)該型機(jī)前機(jī)身存在一個(gè) 23.6Hz附近的固有頻率，該頻率與旋翼的4Q激振頻 率 約23.8Hz）較接近，是造成部分直升機(jī)前機(jī)身振 動(dòng)響應(yīng)大的原因。 3.2傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì) 按照傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)思路，通過(guò)仿真分析與地面實(shí)驗(yàn)研究，在影響結(jié)構(gòu)的敏感部位改變動(dòng)力 學(xué)特性參數(shù)。 圖4全機(jī)動(dòng)力學(xué)模型 利用MSC.Nastran/Patran建立直升機(jī)結(jié)構(gòu)有限元模型，機(jī)體結(jié)構(gòu)利用桿板單元模擬，設(shè)備和無(wú) 關(guān)結(jié)構(gòu)利用質(zhì)量點(diǎn)和多點(diǎn)約束模擬。首先進(jìn)行模態(tài)分析，依據(jù)地面激振實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)模型進(jìn)行修

8、正， 最后將誤差控制在工程允許的范圍內(nèi)，本模型將誤差控制在10%以內(nèi)。 通過(guò)仿真分析確定觀測(cè)平臺(tái)邊梁根部的剛度是影響固有頻率的敏感參數(shù)，而且減弱此處的剛度 易于實(shí)施。制定了以下兩項(xiàng)減振措施： 1）措施一：在觀瞄平臺(tái)側(cè)邊梁開口 該措施可降低結(jié)構(gòu)剛度，使得結(jié)構(gòu)固有頻率下移。 2）措施二：在觀瞄平臺(tái)與 X360框連接螺栓處加裝彈簧墊片 該措施降低連接剛度，同樣可以使得固有頻率下移。 在某架機(jī)上實(shí)施上述兩項(xiàng)減振措施后，通過(guò)地面激振實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)固有頻率向下偏移0.6Hz。 然后通過(guò)飛行振動(dòng)加速度測(cè)量實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。測(cè)量部位為駕駛員座椅處，飛行速度包括無(wú)地效懸 停、100km/h、150 km/h、170 km/

9、h、200 km/h、220km/h。 實(shí)驗(yàn)結(jié)果如下： 表1結(jié)構(gòu)優(yōu)化減振措施前后對(duì)比 飛行速度 100km/h 150km/h 170km/h 200km/h 220km/h 原始 0.18 0.20 0.22 0.21 0.21 減振后 0.13 0.15 0.14 0.15 0.15 降低比 28% 25% 36% 29% 29% 該減振措施使得直升機(jī)駕駛員處振動(dòng)水平降低至0.15g左右，降幅在30%左右。 3.3多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì) 3.3.1理論設(shè)計(jì) 考慮應(yīng)用多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)來(lái)進(jìn)行該型機(jī)的減振工作。多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)需要將單自由度系統(tǒng) 拆分為多自由度系統(tǒng)，通過(guò)研究，可以發(fā)現(xiàn)該型直升機(jī)的前機(jī)身

10、結(jié)構(gòu)最大的特點(diǎn)是在機(jī)頭位置安裝 有觀瞄裝置，該裝置質(zhì)量大 大于50kg)，且以固支的方式連接在機(jī)頭的位置。如果將該裝置與機(jī) 體主結(jié)構(gòu)之間增加彈簧阻尼系統(tǒng)，這樣可使得前機(jī)身成為二自由度系統(tǒng)，達(dá)到改變前機(jī)身固有頻率 的目的。 在直升機(jī)動(dòng)力學(xué)計(jì)算模型中，將觀瞄裝置的連接利用彈簧元進(jìn)行模擬，通過(guò)采取不同的安裝剛 度，得到對(duì)前機(jī)身固有頻率的影響，重點(diǎn)關(guān)注靠近旋翼4Q激振頻率的固有頻率的變化。 計(jì)算結(jié)果見表 2,觀瞄裝置安裝剛度越小，前機(jī)身靠近旋翼4Q激振頻率的固有頻率越大，而 考慮到結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和設(shè)備功能性的因素，安裝剛度不可能過(guò)低，在10Hz左右應(yīng)該是合適的。 表2安裝剛度對(duì)固有頻率影響 !+351： I

11、I IUH i-IFI 4怙IL1 j 廠“ pj r_亠 .1 1 h3 卜t1拠2 1袖 圖10減振前后觀瞄裝置振動(dòng)頻譜 表5減振前后觀瞄裝置振動(dòng)水平對(duì)比 響應(yīng)g) 6Hz頻率響應(yīng) 24Hz頻率響應(yīng) X Y Z X Y Z 原狀態(tài) 0.01 0.01 0.01 0.28 0.24 0.36 減振后 0.01 0.01 0.01 0.21 0.30 0.30 從表5中的對(duì)比可以看出，減振后的觀瞄裝置振動(dòng)水平低于原狀態(tài)。減振后的觀瞄裝置對(duì)6Hz 頻率響應(yīng)較小，未發(fā)生共振現(xiàn)象。經(jīng)多次試飛檢查，飛行員反映安裝減振環(huán)后觀瞄裝置功能正常。 4結(jié)論 多自由度系統(tǒng)設(shè)計(jì)在直升機(jī)減振技術(shù)中具有應(yīng)用的有利條件，

12、它是結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)減振技術(shù)的新 思路。通過(guò)在某型直升機(jī)上的實(shí)際應(yīng)用，驗(yàn)證了該方法能夠有效降低直升機(jī)控制部位的振動(dòng)水平， 且對(duì)子系統(tǒng)的振動(dòng)環(huán)境沒有影響。但這種方法的應(yīng)用與直升機(jī)具體結(jié)構(gòu)形式有關(guān)，在有條件的情況 下可以考慮應(yīng)用。 參考文獻(xiàn) 1 張?jiān)牭戎?，直升機(jī)動(dòng)力學(xué)手冊(cè)，航空工業(yè)岀版社，1991 2 尹春望等，直升機(jī)振動(dòng)水平控制技術(shù)途徑探討，2007 3 陸軼，直升機(jī)振動(dòng)與減振技術(shù)，2009 4 劉建國(guó)，直升機(jī)減振技術(shù)，2005 Study on the Multi-Degree-of-Freedom Systems design in Helicopter Vibration Reduction

13、 Technology 11 2 1 1 WANG Jin-liang SUN Xiu-wen ZHANG Jinming WANGGang GAO Lei (1.AVIC HARBIN AIRCRAFT INDUSTRY GROUP CO., LTD., 2.Military Representative Office of the Army Aviation Department for the Headquarters of the PLA General Staff in Harbin Region, Harbin,150066 Abstract: This paper willill

14、ustrate a new method on the vibration reduction bases on structure optimization design, it named Multi-Degree-of-Freedom systems design in Helicopter Vibration Reduction Technology. The principle is making Single-Degree-of-Freedom into two or more Degree-of-Freedom systems, so the normal modes will be changed. Aexampl