直升機(jī)有關(guān)震動(dòng)頻率

1、直升機(jī)在使用過(guò)程中， 旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)、 傳動(dòng)裝置等旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)部件要產(chǎn)生交變載荷， 引起機(jī)體結(jié)構(gòu)的振動(dòng)。 結(jié)構(gòu)的振動(dòng)會(huì)給直升機(jī)的使用帶來(lái)嚴(yán)重后果： 如主要部件、 儀表設(shè)備 等會(huì)產(chǎn)生振動(dòng)疲勞的失效， 從而降低其使用壽命； 影響駕駛員和乘員的舒適性， 當(dāng)直升機(jī)的 振動(dòng)水平高于 0.1g 時(shí)，乘員就會(huì)感到不適。近年來(lái)要求直升機(jī)在巡航狀態(tài)，全機(jī)的振動(dòng)水 平不超過(guò)0.05g,甚至0.02g。因此，直升機(jī)設(shè)計(jì)研究階段必須盡最大努力控制和降低振動(dòng)水 平。在直升機(jī)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)部件中， 旋翼產(chǎn)生的交變載荷最大， 它是直升機(jī)的主要振源。 由于 槳葉處于交變的氣動(dòng)力作用下， 因而它在旋翼的拉力面和旋轉(zhuǎn)面上發(fā)生振動(dòng)。

2、故在槳葉和槳 轂接頭處的作用力和反作用力也是交變的。因?yàn)闃~的彈性振動(dòng)產(chǎn)生的激振載荷匯集于槳 轂，進(jìn)而傳給機(jī)體結(jié)構(gòu)。 所以， 從振動(dòng)的槳葉傳到機(jī)體上的載荷可抽象為三個(gè)交變力和對(duì)坐 標(biāo)軸的三個(gè)交變力矩。這些激振載荷傳到機(jī)體上，結(jié)構(gòu)將產(chǎn)生彎曲或彎-扭耦合振動(dòng)。國(guó)外概況：直升機(jī)的減振技術(shù)一直是從事直升機(jī)研究者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、 儀表設(shè)備 的工作環(huán)境、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重量、 機(jī)載武器的命中率等許多方面。為了減少直升機(jī)的振動(dòng)，世 界各國(guó)的直升機(jī)公司都做了大量的工作， 投資了大量經(jīng)費(fèi)。 各種學(xué)術(shù)會(huì)議和雜志上發(fā)表的文 章也很多。

3、綜觀各直升機(jī)公司所做的工作，主要是減小以W=ZP 為基頻由旋翼傳到機(jī)身上的振動(dòng)（Z-槳葉片數(shù)，P-旋翼轉(zhuǎn)速）。從直升機(jī)誕生以來(lái)，直升機(jī)的振動(dòng)水平不斷降低，主 要是采取如下一些減振技術(shù)。一、早期的直升機(jī)設(shè)計(jì)是使直升機(jī)固有頻率避開(kāi)旋翼激振頻率的方法如直升機(jī)旋翼激振頻率為 Z=ZP,直升機(jī)固有頻率為 Q ,則Q應(yīng)小于0.9W及大于1.1 Q o 直五、 直六直升機(jī)就是采用這種設(shè)計(jì)思想。 這種方法雖然可以避免發(fā)生共振的危險(xiǎn)， 但機(jī)體 的振動(dòng)水平還是比較高的。二、機(jī)身結(jié)構(gòu)動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)這種技術(shù)的難度較大， 機(jī)器運(yùn)算時(shí)間很長(zhǎng)。 七十年代后期已開(kāi)始研究， 目前這一技術(shù)在 直升機(jī)設(shè)計(jì)上還未采用。 而研究局部

4、結(jié)構(gòu)動(dòng)力優(yōu)化的課題卻更引人注目。 首先確定降低振動(dòng) 的主要部位是駕駛艙和座艙。通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化模型的動(dòng)力響應(yīng)敏感性計(jì)算， 定出主減速器附近 是敏感元件區(qū)域。對(duì)這一部位進(jìn)行結(jié)構(gòu)修改動(dòng)力計(jì)算， 可獲得較好的減振效果，這實(shí)際上是 局部動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)。三、在旋翼上采取措施減振旋翼是直升機(jī)的主振源， 常在旋翼上采用減振措施來(lái)減小整個(gè)直升機(jī)的振動(dòng)， 如采用調(diào) 整配重塊、加隔振元件、裝減振擺、改變翼型等措施。四、在槳轂上方裝設(shè)減振裝置在槳轂上方裝設(shè)有效的減振裝置， 如雙線擺減振器、 增速減振器等。 我國(guó)自行研究的雙 線擺振器裝在直五直升機(jī)上進(jìn)行驗(yàn)證試飛就收到了一定的減振效果。五、裝隔振裝置在機(jī)身與旋翼 -傳動(dòng)裝置

5、（減速器）之間加裝隔振裝置來(lái)減小直升機(jī)的振動(dòng)水平是采用 最多的方法，這種隔振裝置又是減速器與機(jī)身的連接元件。六、高階諧波控制（ HHC ）減振由于直升機(jī)的振動(dòng)主要來(lái)源作用在旋翼槳葉上的交變載荷， 因此設(shè)法降低以致消除傳給 機(jī)身的槳葉載荷交變分量，是解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題最根本的辦法。高階諧波控制（ HHC ） 減振就是基于這樣一個(gè)思路提出來(lái)的， 其原理是通過(guò)輸入一個(gè)槳距高階諧量操縱， 使得槳葉 在各個(gè)方位角上所產(chǎn)生的氣動(dòng)力接近相等， 將傳給機(jī)身的交變載荷分量減至最小。 高階諧波 控制技術(shù)的研究已有十余年的歷史， 并完成了原理性試驗(yàn)， 但由于對(duì)于不同飛行狀態(tài)的控制 律的認(rèn)識(shí)尚有距離，控制執(zhí)行元件還處

6、在研制階段，至今尚未進(jìn)入工程應(yīng)用。七、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)是一種全新的減振技術(shù)。 過(guò)去的實(shí)用經(jīng)驗(yàn)表明， 被動(dòng)式旋翼吸振 器是降低旋翼振動(dòng)載荷的一種有效手段， 但其缺點(diǎn)是要付出一定的重量代價(jià)， 如槳轂吸振器 有的可達(dá) 1% 的起飛重量，而且大大增加了直升機(jī)的前飛阻力，被動(dòng)式吸振器還只能吸收特 定頻率的振動(dòng)。 由于旋翼振動(dòng)特性分析技術(shù)和動(dòng)力學(xué)特性設(shè)計(jì)剪裁技術(shù)的提高， 采用被動(dòng)式 旋翼吸振器的機(jī)型數(shù)量在減少。將 * 振隔振概念與現(xiàn)代控制技術(shù)相結(jié)合， 提出了一種新的振動(dòng)控制方式， 這就是結(jié)構(gòu) 響應(yīng)應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)。 其基本概念是通過(guò)一套傳感器對(duì)所測(cè)載荷進(jìn)行頻譜分析， 找出主要激 振載

7、荷，用一臺(tái)微機(jī)對(duì)測(cè)量載荷的頻率和幅值，控制電液作動(dòng)筒產(chǎn)生一個(gè)對(duì)應(yīng)的反向載荷， 相互抵消，以達(dá)到隔離振動(dòng)載荷的目的。1986年英國(guó)韋斯特蘭直升機(jī)公司在一架W30 型160系列直升機(jī)上進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)控制系統(tǒng)的試飛改裝， 1987 年春完成了 8 小時(shí)的飛行試飛驗(yàn)證，對(duì)普通的直升機(jī)、帶槳轂吸震器 的直升機(jī)與安裝結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的直升機(jī)的振動(dòng)水平進(jìn)行了對(duì)比測(cè)量，還測(cè)量了旋翼轉(zhuǎn)速變化時(shí)振動(dòng)水平的變化及由過(guò)渡飛行轉(zhuǎn)入懸停時(shí)的振動(dòng)水平時(shí)間歷程，結(jié)果顯示結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)的減振效果非常明顯。駕駛艙和客艙的平均振動(dòng)水平低于0.09g,比普通的直升機(jī)振動(dòng)水平降低了 7085%。英國(guó)韋斯特蘭直升機(jī)公司后來(lái)又在

8、EH101的第三架原型 機(jī)上安裝了結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)， 并在 1990 年 3 月進(jìn)行了 40 飛行小時(shí)的飛行試驗(yàn)。 飛行 測(cè)量結(jié)果表明安裝了結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)后， 5階振動(dòng)水平平均降低 75%，全機(jī)振動(dòng)水平 達(dá)到了低于 0.15g 的目的，且在大部分區(qū)域低于 0.05g。根據(jù) W30 和 EH101 直升機(jī)安裝結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)， 表明該系統(tǒng)具有如下優(yōu) 點(diǎn)：八、1、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)對(duì)于不同的飛行速度、飛行狀態(tài)、重心范圍、旋翼轉(zhuǎn)速都有 良好的振動(dòng)隔離效果。2、由于結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)具有自檢能力，能在傳感器和作動(dòng)筒出現(xiàn)故障后，重新進(jìn)行控制優(yōu)化，隔離有故障的傳感器或作動(dòng)筒。這

9、是任何被動(dòng)式吸震/隔震系統(tǒng)所不及的。3、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)可以抑制機(jī)體上指定區(qū)域的振動(dòng)響應(yīng)。4、按目前的技術(shù)水平， 結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)重量為 4080公斤， 主要取決于作動(dòng)筒的型式與尺寸。與其它減振措施相比，這個(gè)重量的代價(jià)并不大。如W30 上生產(chǎn)型的結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)重量為 36公斤，而原來(lái)采用的槳轂吸震器重達(dá) 55公斤。5、與高階諧波控制相比，結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制的限制較少，不會(huì)導(dǎo)致槳葉彎矩和操縱載 荷的增加，不會(huì)降低槳葉的失速裕度。綜上所述， 結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)將會(huì)在直升機(jī)上， 尤其是民用直升機(jī)上獲得更廣泛的 應(yīng)用。關(guān)鍵技術(shù)：直升機(jī)在使用過(guò)程中，旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)、傳動(dòng)裝置等旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)部

10、件都產(chǎn) 生交變載荷， 從而引起機(jī)體結(jié)構(gòu)的振動(dòng)， 振源之多是其它航空器上少見(jiàn)的； 采用隔振裝置既 起動(dòng)力隔振作用， 又要傳遞全部靜載荷。 因此設(shè)計(jì)時(shí)必須綜合考慮靜載荷、 動(dòng)載荷及疲勞載 荷三方面的因素； 隔振裝置彈性梁的剛度設(shè)計(jì)和振動(dòng)塊的質(zhì)量選擇相當(dāng)困難； 為實(shí)現(xiàn)直升機(jī) 的振動(dòng)水平最小， 首先取決于對(duì)直升機(jī)動(dòng)力學(xué)認(rèn)識(shí)的準(zhǔn)確程度， 但實(shí)際上直升機(jī)動(dòng)力學(xué)特性 很難定義，并且隨直升機(jī)的結(jié)構(gòu)和飛行狀態(tài)（如重量，總體布局，旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)及傳 動(dòng)系統(tǒng)的選取， 飛行速度， 飛行姿態(tài)等） 而變化， 因此很難測(cè)定直升機(jī)的動(dòng)載荷和疲勞載荷， 這是直升機(jī)振動(dòng)控制的最大難點(diǎn)之一； 隨著直升機(jī)飛行速度的提高、 任務(wù)持

11、續(xù)時(shí)間的延長(zhǎng)和 對(duì)乘員振動(dòng)環(huán)境要求的俞來(lái)愈嚴(yán)格， 振動(dòng)問(wèn)題將變得更加突出， 而為控制振動(dòng)的直升機(jī)動(dòng)力 學(xué)設(shè)計(jì)在改善旋翼的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)，以控制旋翼的激振力，以及改善機(jī)體結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)， 以控制機(jī)身對(duì)激振力的響應(yīng)方面都還不能達(dá)到振動(dòng)水平的嚴(yán)格要求， 因此還需要采取特殊的 減振措施， 直升機(jī)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)是振動(dòng)控制的根本保證， 也是一個(gè)非常難的學(xué)科， 還需不斷地 研究和完善。 應(yīng)用與影響：直升機(jī)的減振技術(shù)一直是從事直升機(jī)研究者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、 儀表設(shè)備的工作環(huán)境、 飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重量、 機(jī)載武器的命中率等許多方面。 為

12、了減少直升機(jī)的振動(dòng)， 世界各國(guó)的直升 機(jī)公司都做了大量的工作， 投資了大量經(jīng)費(fèi)。 各種學(xué)術(shù)會(huì)議和雜志上發(fā)表的文章也很多。 綜 觀各直升機(jī)公司所做的工作，主要是減小以 W=ZP 為基頻由旋翼傳到機(jī)身上的振動(dòng)（ Z- 槳 葉片數(shù)，P-旋翼轉(zhuǎn)速）。從直升機(jī)誕生以來(lái)，直升機(jī)的振動(dòng)水平不斷降低，主要是采取如下 一些減振技術(shù)。一、早期的直升機(jī)設(shè)計(jì)是使直升機(jī)固有頻率避開(kāi)旋翼激振頻率的方法如直升機(jī)旋翼激振頻率為 Z=ZP,直升機(jī)固有頻率為 Q ,則Q應(yīng)小于0.9W及大于1.1 Q o 直五、 直六直升機(jī)就是采用這種設(shè)計(jì)思想。 這種方法雖然可以避免發(fā)生共振的危險(xiǎn)， 但機(jī)體 的振動(dòng)水平還是比較高的。二、機(jī)身結(jié)構(gòu)動(dòng)

13、力優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)這種技術(shù)的難度較大， 機(jī)器運(yùn)算時(shí)間很長(zhǎng)。 七十年代后期已開(kāi)始研究， 目前這一技術(shù)在 直升機(jī)設(shè)計(jì)上還未采用。 而研究局部結(jié)構(gòu)動(dòng)力優(yōu)化的課題卻更引人注目。 首先確定降低振動(dòng) 的主要部位是駕駛艙和座艙。通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化模型的動(dòng)力響應(yīng)敏感性計(jì)算， 定出主減速器附近 是敏感元件區(qū)域。對(duì)這一部位進(jìn)行結(jié)構(gòu)修改動(dòng)力計(jì)算， 可獲得較好的減振效果，這實(shí)際上是 局部動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)。三、在旋翼上采取措施減振旋翼是直升機(jī)的主振源， 常在旋翼上采用減振措施來(lái)減小整個(gè)直升機(jī)的振動(dòng)， 如采用調(diào) 整配重塊、加隔振元件、裝減振擺、改變翼型等措施。四、在槳轂上方裝設(shè)減振裝置在槳轂上方裝設(shè)有效的減振裝置， 如雙線擺減振器、

14、增速減振器等。 我國(guó)自行研究的雙 線擺振器裝在直五直升機(jī)上進(jìn)行驗(yàn)證試飛就收到了一定的減振效果。五、裝隔振裝置在機(jī)身與旋翼 -傳動(dòng)裝置（減速器）之間加裝隔振裝置來(lái)減小直升機(jī)的振動(dòng)水平是采用 最多的方法，這種隔振裝置又是減速器與機(jī)身的連接元件。六、高階諧波控制（ HHC ）減振由于直升機(jī)的振動(dòng)主要來(lái)源作用在旋翼槳葉上的交變 載荷，因此設(shè)法降低以致消除傳給機(jī)身的槳葉載荷交變分量， 是解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題最根本 的辦法。高階諧波控制（ HHC ）減振就是基于這樣一個(gè)思路提出來(lái)的，其原理是通過(guò)輸入 一個(gè)槳距高階諧量操縱， 使得槳葉在各個(gè)方位角上所產(chǎn)生的氣動(dòng)力接近相等， 將傳給機(jī)身的 交變載荷分量減至最小。

15、 高階諧波控制技術(shù)的研究已有十余年的歷史， 并完成了原理性試驗(yàn)， 但由于對(duì)于不同飛行狀態(tài)的控制律的認(rèn)識(shí)尚有距離， 控制執(zhí)行元件還處在研制階段， 至今尚 未進(jìn)入工程應(yīng)用。七、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)是一種全新的減振技術(shù)。 過(guò)去的實(shí)用經(jīng)驗(yàn)表明， 被動(dòng)式旋翼吸振 器是降低旋翼振動(dòng)載荷的一種有效手段， 但其缺點(diǎn)是要付出一定的重量代價(jià)， 如槳轂吸振器 有的可達(dá) 1% 的起飛重量，而且大大增加了直升機(jī)的前飛阻力，被動(dòng)式吸振器還只能吸收特 定頻率的振動(dòng)。 由于旋翼振動(dòng)特性分析技術(shù)和動(dòng)力學(xué)特性設(shè)計(jì)剪裁技術(shù)的提高， 采用被動(dòng)式 旋翼吸振器的機(jī)型數(shù)量在減少。將 * 振隔振概念與現(xiàn)代控制技術(shù)相結(jié)合，

16、 提出了一種新的振動(dòng)控制方式， 這就是結(jié)構(gòu) 響應(yīng)應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)。 其基本概念是通過(guò)一套傳感器對(duì)所測(cè)載荷進(jìn)行頻譜分析， 找出主要激 振載荷，用一臺(tái)微機(jī)對(duì)測(cè)量載荷的頻率和幅值，控制電液作動(dòng)筒產(chǎn)生一個(gè)對(duì)應(yīng)的反向載荷， 相互抵消，以達(dá)到隔離振動(dòng)載荷的目的。1986年英國(guó)韋斯特蘭直升機(jī)公司在一架 W30 型160系列直升機(jī)上進(jìn)行結(jié)構(gòu)響應(yīng)控制系 統(tǒng)的試飛改裝， 1987 年春完成了 8 小時(shí)的飛行試飛驗(yàn)證，對(duì)普通的直升機(jī)、帶槳轂吸震器 的直升機(jī)與安裝結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的直升機(jī)的振動(dòng)水平進(jìn)行了對(duì)比測(cè)量，還測(cè)量了旋翼轉(zhuǎn)速變化時(shí)振動(dòng)水平的變化及由過(guò)渡飛行轉(zhuǎn)入懸停時(shí)的振動(dòng)水平時(shí)間歷程，結(jié)果顯示結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技

17、術(shù)的減振效果非常明顯。駕駛艙和客艙的平均振動(dòng)水平低于0.09g,比普通的直升機(jī)振動(dòng)水平降低了 7085%。英國(guó)韋斯特蘭直升機(jī)公司后來(lái)又在 EH101的第三架原型 機(jī)上安裝了結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)， 并在 1990 年 3 月進(jìn)行了 40 飛行小時(shí)的飛行試驗(yàn)。 飛行 測(cè)量結(jié)果表明安裝了結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)后， 5階振動(dòng)水平平均降低 75%，全機(jī)振動(dòng)水平 達(dá)到了低于 0.15g 的目的，且在大部分區(qū)域低于 0.05g。根據(jù) W30 和 EH101 直升機(jī)安裝結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)， 表明該系統(tǒng)具有如 下優(yōu)點(diǎn)：1、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)對(duì)于不同的飛行速度、飛行狀態(tài)、重心范圍、旋翼轉(zhuǎn)速都有 良好的

18、振動(dòng)隔離效果。2、由于結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)具有自檢能力，能在傳感器和作動(dòng)筒出現(xiàn)故障后，重新進(jìn)行控制優(yōu)化，隔離有故障的傳感器或作動(dòng)筒。這是任何被動(dòng)式吸震/隔震系統(tǒng)所不及的。3、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)可以抑制機(jī)體上指定區(qū)域的振動(dòng)響應(yīng)。4、 按目前的技術(shù)水平， 結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)重量為 4080公斤， 主要取決于作動(dòng)筒 的型式與尺寸。與其它減振措施相比，這個(gè)重量的代價(jià)并不大。如W30 上生產(chǎn)型的結(jié)構(gòu)響 應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)重量為 36公斤，而原來(lái)采用的槳轂吸震器重達(dá) 55公斤。5、與高階諧波控制相比，結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制的限制較少，不會(huì)導(dǎo)致槳葉彎矩和操縱載 荷的增加，不會(huì)降低槳葉的失速裕度。綜上所述， 結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)將會(huì)在直升機(jī)上， 尤其是民用直升機(jī)上獲得更廣泛的 應(yīng)用。參考資料：1、直升機(jī)技術(shù) ， 1990 年第 4期；2、直升機(jī)技術(shù) ， 1993 年第 2期；3、AIR FORCE ，1998.24、R.E.Lindberg & R.W.Longma