多自由度系統(tǒng)設計在直升機減振技術中的應用研究王金亮(8)

1、第二十八屆2018)全國直升機年會論文 多自由度系統(tǒng)設計在直升機減振技術中的應用研究 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：本文介紹了一種結構優(yōu)化設計減振技術的新思路，即通過多自由度系統(tǒng)設計進行直升機減振。該 方法的基本原理是通過將原來一個自由度的系統(tǒng)拆分為兩個或多個自由度的系統(tǒng)，來改變原系統(tǒng)的固有 頻率，達到降低對定頻強迫振動響應的目的。通過某型直升機減振工作中的實際應用，驗證了采用多自 由度系統(tǒng)設計的減振措施效果優(yōu)于常規(guī)結構優(yōu)化措施，且負面影響較小。最后給岀了研究結論，可為其 他直升機的減振技術提供參考。 關鍵

2、詞：直升機；減振技術；多自由度系統(tǒng) 1引言 降低直升機飛行中的振動水平一直是直升機設計師致力于研究和解決的一個重要問題，也是伴 隨直升機誕生而來的一個技術難點。它涉及到駕駛員和乘員的舒適性、飛機結構的安全、設備的工 作環(huán)境、機載武器的命中率等許多方面。世界上各大直升機公司一直致力于減振技術的研究，花費 了大量人力財力。直升機振動控制措施總的來說可以分為機體與旋翼結構優(yōu)化設計、被動式，主動 式減振這幾種，最常用的是機體結構優(yōu)化設計和動力吸振措施。 機體結構優(yōu)化設計減振技術實際上是通過修改受控對象的動力學特性參數使振動滿足預定的要 求。所謂動力學特性參數是指影響受控對象質量、剛度與阻尼特性的那些參

3、數，如慣性元件的質 量、轉動慣量及其分布等。一般方法是通過仿真分析查找到影響振動的結構敏感部位，然后在敏感 部位進行加強或減弱，通過改變剛度來達到偏移機身固有頻率，實現減振的目的。這種方法減振效 果有限，還會帶來重量或強度的問題。 動力吸振器原理是在振動物體上附加質量彈簧共振系統(tǒng)，這種附加系統(tǒng)在共振時產生的反作用 力可使振動物體的振動減小。直升機旋翼的工作轉速變化較小，因而以kQ為主的機身振動頻率波 動不大，適宜于采用窄帶動力吸振器。很明顯，常規(guī)的動力吸振器會給直升機帶來附加重量。 本文敘述了一種通過多自由度系統(tǒng)設計進行直升機減振的方法，這種方法形式上與動力吸振器 相似，但實質是結構優(yōu)化設計。

4、通過某型直升機減振工作的實例，驗證了采用多自由度系統(tǒng)設計的 減振技術效果明顯，優(yōu)于常規(guī)結構優(yōu)化措施，且負面影響較小。 2原理說明 多自由度系統(tǒng)設計減振技術的原理是通過將原來一個自由度的系統(tǒng)拆分為兩個或多個自由度的 系統(tǒng)，來改變系統(tǒng)的固有頻率，達到降低對定頻強迫振動響應的目的。 具體分析如下： 單自由度系統(tǒng)，質量為-J =，剛度為一1，在一個頻率為幅值為 二；的簡諧外力激勵 下，系統(tǒng)將作強迫振動。對于無阻尼系統(tǒng)，可以得到質量塊的強迫振動振幅為： 圖1單自由度強迫振動系統(tǒng) % 二 J X 業(yè)= E* 上式中，：-為振動系統(tǒng)的固有頻率， 二表示質量塊在非簡諧外力丄作用下 發(fā)生的靜位移。由上式可見：當

5、激勵頻率：接近或等于系統(tǒng)固有頻率時，其振幅就變得很大。 實際振動系統(tǒng)總是具有一定阻尼，因此振幅不可能為無窮大。在考慮系統(tǒng)的粘性阻尼之后，其 強迫振動的振幅則為， 血-例)廳+2 BeOS%” 將系統(tǒng)拆分為 卜，丄）和 霍，）兩個自由度的系統(tǒng)。由主系統(tǒng)和子系統(tǒng)構成的無阻尼二 自由度系統(tǒng)的強迫振動方程的解為, 乙i-gs/ 19函)21 +匕疋35 X疋 1-（血#隔尸1 +kiK-9 他-k!K 圖2二自由度強迫振動系統(tǒng) 上式中，為主振動系統(tǒng)強迫振動振幅，而-為子系統(tǒng)的強迫振動振幅。式中 子系統(tǒng)的固有頻率。這個二自由度系統(tǒng)的固有頻率可以通過令上式的分母為零得到, 二乎1 + 分 +口護 J（1無

6、尸+/才+ 2“？（1 + 才） 上式中， 門 為主振動系統(tǒng)的固有頻率，為子系統(tǒng)與主振系的質量比，： 為子系統(tǒng)與主振系的固有頻率之比。 可以設計子系統(tǒng)的固有頻率，使得主系統(tǒng)的固有頻率偏移激振頻率，達到減振的目的。但是，子系統(tǒng)的固有頻率不能設計的與激振頻率相同，否則子系統(tǒng)將成為動力吸振器，子系統(tǒng)的振幅將大 幅增加，而一般來說子系統(tǒng)也是要得到保護的。 可以說，這種方法是結構優(yōu)化設計與動力吸振措施的結合，既達到了改變結構固有頻率的目的 又不會在子系統(tǒng)上產生大的振動響應。 3應用實例 3.1振動研究 某型直升機在飛行中，飛行員反映部分架次的直 升機駕駛艙地板振動大，感覺腳部和小腿發(fā)麻。 首先通過飛行振

7、動測量確定了振動響應頻率為 23.8Hz，這個頻率是該直升機旋翼系統(tǒng)的4Q通過頻 圖3地面掃頻曲線 率。通過地面激振實驗，發(fā)現該型機前機身存在一個 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，是造成部分直升機前機身振 動響應大的原因。 3.2傳統(tǒng)結構優(yōu)化設計 按照傳統(tǒng)結構優(yōu)化設計思路，通過仿真分析與地面實驗研究，在影響結構的敏感部位改變動力 學特性參數。 圖4全機動力學模型 利用MSC.Nastran/Patran建立直升機結構有限元模型，機體結構利用桿板單元模擬，設備和無 關結構利用質量點和多點約束模擬。首先進行模態(tài)分析，依據地面激振實驗結果對模型進行修

8、正， 最后將誤差控制在工程允許的范圍內，本模型將誤差控制在10%以內。 通過仿真分析確定觀測平臺邊梁根部的剛度是影響固有頻率的敏感參數，而且減弱此處的剛度 易于實施。制定了以下兩項減振措施： 1）措施一：在觀瞄平臺側邊梁開口 該措施可降低結構剛度，使得結構固有頻率下移。 2）措施二：在觀瞄平臺與 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。 在某架機上實施上述兩項減振措施后，通過地面激振實驗，發(fā)現固有頻率向下偏移0.6Hz。 然后通過飛行振動加速度測量實驗驗證。測量部位為駕駛員座椅處，飛行速度包括無地效懸 停、100km/h、150 km/h、170 km/

9、h、200 km/h、220km/h。 實驗結果如下： 表1結構優(yōu)化減振措施前后對比 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駕駛員處振動水平降低至0.15g左右，降幅在30%左右。 3.3多自由度系統(tǒng)設計 3.3.1理論設計 考慮應用多自由度系統(tǒng)設計來進行該型機的減振工作。多自由度系統(tǒng)設計需要將單自由度系統(tǒng) 拆分為多自由度系統(tǒng)，通過研究，可以發(fā)現該型直升機的前機身

10、結構最大的特點是在機頭位置安裝 有觀瞄裝置，該裝置質量大 大于50kg)，且以固支的方式連接在機頭的位置。如果將該裝置與機 體主結構之間增加彈簧阻尼系統(tǒng)，這樣可使得前機身成為二自由度系統(tǒng)，達到改變前機身固有頻率 的目的。 在直升機動力學計算模型中，將觀瞄裝置的連接利用彈簧元進行模擬，通過采取不同的安裝剛 度，得到對前機身固有頻率的影響，重點關注靠近旋翼4Q激振頻率的固有頻率的變化。 計算結果見表 2,觀瞄裝置安裝剛度越小，前機身靠近旋翼4Q激振頻率的固有頻率越大，而 考慮到結構強度和設備功能性的因素，安裝剛度不可能過低，在10Hz左右應該是合適的。 表2安裝剛度對固有頻率影響 !+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頻譜 表5減振前后觀瞄裝置振動水平對比 響應g) 6Hz頻率響應 24Hz頻率響應 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中的對比可以看出，減振后的觀瞄裝置振動水平低于原狀態(tài)。減振后的觀瞄裝置對6Hz 頻率響應較小，未發(fā)生共振現象。經多次試飛檢查，飛行員反映安裝減振環(huán)后觀瞄裝置功能正常。 4結論 多自由度系統(tǒng)設計在直升機減振技術中具有應用的有利條件，

12、它是結構優(yōu)化設計減振技術的新 思路。通過在某型直升機上的實際應用，驗證了該方法能夠有效降低直升機控制部位的振動水平， 且對子系統(tǒng)的振動環(huán)境沒有影響。但這種方法的應用與直升機具體結構形式有關，在有條件的情況 下可以考慮應用。 參考文獻 1 張曾锠等著，直升機動力學手冊，航空工業(yè)岀版社，1991 2 尹春望等，直升機振動水平控制技術途徑探討，2007 3 陸軼，直升機振動與減振技術，2009 4 劉建國，直升機減振技術，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