直升機扭振系統(tǒng)振動特性分析

直升機扭振系統(tǒng)振動特性分析

當機架升載和地面駕駛時，n（n）是基頻的速度，通常由尾軸數(shù)如果n（n）倍頻繁地變化，則會發(fā)生旋轉噪聲。當畸變錘系統(tǒng)的固有頻率接近且接近于激發(fā)振動的頻率時，系統(tǒng)會產生過大的交變壓力，這將導致結構提前疲勞和破壞。此外，它還會導致大傾角振動。這個問題經(jīng)常出現(xiàn)在我國的延安2號和美國的美國波形-47。隨著機槍性能的提高，扭轉振動器的第一模態(tài)對機槍的動態(tài)穩(wěn)定性有很大影響。在實際升力運動中，旋轉推進器系統(tǒng)的固有頻率變化也會導致旋轉推進器系統(tǒng)固有特征的變化。在大理開發(fā)的初期，這些問題需要進行分析、計算和實驗。在文獻中，我們調查了ch-54和其他機架年氣的畸變。主要集中研究機架車和機翼的動態(tài)特性。重點是車輛和翼之間的干擾，而不是所有旋轉推進器系統(tǒng)的研究。在文獻中，基于旋轉葉片模型的時間間隔的分析；文獻側重于對傳動因素動態(tài)特性的研究。在文獻中，我們提出了抗逆匹配方法來分析具有旋轉和動態(tài)能源的畸變振動系統(tǒng)的概念，但沒有具體模型和方法。因此，有必要通過分析和發(fā)現(xiàn)最敏感的部分對滑動網(wǎng)絡系統(tǒng)的影響，改變結構參數(shù)，消除共振。特別是對于獨立莖葉結構的波幅模型的固有頻率，在與動態(tài)-橫向耦合后的變化以及各種影響因素上。這種聯(lián)合強制振動管理系統(tǒng)的計算精度取決于原始數(shù)據(jù)的正確性、測量和實驗。本文從某型直升機的數(shù)據(jù)出發(fā)對其旋翼/動力/傳動系統(tǒng)的耦合機理建立了特征分析模型和阻抗匹配分析模型,并進行了包括變轉速共振圖的計算分析以及研究.1基于懸架扭振的旋轉軸控制器設計直升機的發(fā)動機通過由減速器及傳動軸等組成的傳動系統(tǒng)驅動旋翼和尾槳形成機械扭振系統(tǒng).在分析中把機械扭振系統(tǒng)作為線彈性系統(tǒng)處理,不計入系統(tǒng)的各項阻尼.從整體振型的觀點來看在系統(tǒng)扭振時引起各片槳葉集合型的擺振運動,也就是只考慮旋翼的集合型振型,而不考慮其前進型、后退型和無反作用型擺振運動.從模態(tài)疊加的觀點來看,單片槳葉的擺振運動是其各階擺振模態(tài)的疊加,但在分析時一般只考慮其前兩階模態(tài).更高階的模態(tài)由于其占的比重很小可略去不計,也不計入集合型的揮舞運動.對于尾槳部分由于其固有頻率很高,因而分析中不計入其彈性變形,將其作為質量盤來處理.對于有大量形狀復雜元件的動力/傳動系統(tǒng)作當量化處理,功率渦輪及各減速器處理成只有轉動慣量而無彈性變形的剛體“質量”.具體處理時,一般將發(fā)動機功率渦輪、發(fā)動機減速器、主減速器、旋翼槳轂的垂直鉸以內部分等均作為集中質量圓盤處理,各傳動軸忽略其質量處理成只有彈性變形而無轉動慣量.對實際系統(tǒng)各元件的定量分析表明這樣處理不會帶來明顯誤差.由于有減速器,整個系統(tǒng)各部分的轉速就不一樣.為了分析方便,把系統(tǒng)各部分向發(fā)動機輸出軸處當量化,當量化的原則是使當量化后的動能及彈性變形位能與當量化前相同.不考慮整個傳動系統(tǒng)和旋翼減擺器的阻尼、槳葉的氣動阻尼,共計入系統(tǒng)的6個自由度為:槳轂固定一階擺振模態(tài)(ξ1)槳轂固定二階擺振模態(tài)(ξ2)槳轂角位移(?gu)主減速器角位移(?MG)發(fā)動機自由渦輪角位移(?FT)尾旋翼角位移(?TR)在此基礎上建立扭振系統(tǒng)分析的簡化模型如圖1.本文計算所用原始數(shù)據(jù)如表1.2擺振變形函數(shù)擺振的平衡方程為式中,EJξ為槳葉剖面擺振彎曲剛度;ηi為擺振第i階模態(tài)的振型函數(shù);y為擺振變形;m為槳葉單位長度的質量;Ki為槳葉第i階模態(tài)的廣義剛度.經(jīng)計算得到額定轉速下的孤立槳葉的擺振一、二階固有頻率分別為3共振危險的確定機械扭振系統(tǒng)的固有特性包括其各階固有頻率及相應的振型.將固有頻率與激振頻率相對比,就可以確定是否存在共振的危險.通過對振型的分析可以找出該模態(tài)主要的運動自由度,從而確定其質量及剛度對該模態(tài)固有頻率影響最大的元件,用來調整及控制固有頻率的設計處理.3.1固有頻率和模態(tài)振型全耦合扭振系統(tǒng)計入了擺振一階、擺振二階、槳轂、主減速器、發(fā)動機、尾槳加尾減速器這6個自由度.應用能量理論的Lagrangian方程:式中,T為系統(tǒng)總動能;D為系統(tǒng)總勢能;qi為廣義坐標.從上述出發(fā)推出其數(shù)學模型如下:其中,R1=ωξ1;R2=ωξ2.從平衡方程出發(fā)經(jīng)求解程序計算得到額定轉速下的固有頻率和模態(tài)振型如表2.為了便于識別,將正交振型歸一化到槳轂處,正負號表示各自由度轉動方向的同向或反向.從模態(tài)振型中可以識別出6個固有頻率分別對應的模態(tài).從計算結果看,耦合以后擺振一階的固有頻率由3.49Hz上升到5.87Hz,擺振二階的固有頻率從27.99Hz上升到32.53Hz;也就是說旋翼與動力/傳動系統(tǒng)耦合后對槳葉固有頻率產生了較大的影響.一階擺振模態(tài)主要影響直升機旋翼與動力/傳動系統(tǒng)耦合的扭振系統(tǒng)的動力穩(wěn)定性,而二階擺振模態(tài)則容易導致在N倍Ω0激振力作用下的共振.表3是國外幾種型號直升機的二階擺振固有頻率在耦合前后的變化情況.從表3可以看出在耦合以后擺振二階固有頻率有下降的也有上升的.而我們的計算結果是上升的,且這種上升的影響較大,在設計階段必須加以考慮.3.2尾槳對扭振系統(tǒng)的動力穩(wěn)定性影響由于直升機的設計是從旋翼開始,所以評價尾槳部分對整個扭振系統(tǒng)的振動特性影響就顯得很重要.下面我們將尾槳和尾槳軸去除來分析一下扭振系統(tǒng)模態(tài),數(shù)學模型的建立方法同3.1.其計算結果如表4.去除尾槳后扭振系統(tǒng)擺振一階的固有頻率由5.87Hz上升到6.56Hz,而扭振系統(tǒng)擺振二階的固有頻率則沒有什么變化,也就是尾槳對扭振系統(tǒng)的動力穩(wěn)定性的影響較大而不可忽略,但對扭振系統(tǒng)的振動特性影響不大.3.3數(shù)學模型在設計中如果將尾槳去掉并將主減速器和發(fā)動機這2個自由度合并,忽略兩者之間的傳動軸的影響,這在實際的直升機設計中是很有實際意義的.同3.1方法建立該扭振系統(tǒng)的數(shù)學模型,經(jīng)計算得到合并自由度后的扭振系統(tǒng)模態(tài)如表5.從表中可以看出擺振一階的固有頻率進一步上升,而擺振二階的固有頻率依然變化較小.4扭振系統(tǒng)的固有頻率在理論方法上將扭振系統(tǒng)從槳轂處分離進行阻抗匹配分析.槳葉部分的平衡方程如下:式中ω為頻率.由于槳葉作用于槳轂上的力也就是槳轂作用于槳葉上的力,將以上各項代入槳葉的平衡方程可推導得旋翼部分3片集合型槳葉的阻抗如下式:對槳轂以下部分采用經(jīng)典的阻抗分析方法,將系統(tǒng)拆分成串聯(lián)和并聯(lián)2個系統(tǒng)交連的模型進行阻抗匹配分析后得到阻抗如下式:經(jīng)求解程序計算后結果如圖2、圖3.從固有頻率上看得到了和特征分析完全一致的結果.旋翼部分的無限間斷點對應于孤立槳葉的自然頻率,而動力/傳動系統(tǒng)的無限間斷點對應于槳轂固定后的各階固有頻率,兩者的交點就是扭振系統(tǒng)耦合的各階固有頻率.從阻抗圖中可以看出,由于耦合的影響擺振一階的固有頻率在孤立槳葉第1個無限間斷點的右側,若要使耦合后的擺振一階固有頻率低于孤立槳葉,就要將槳轂以下部分的阻抗曲線向左移動直致使尾槳的固有頻率低于孤立槳葉擺振一階的固有頻率時才會發(fā)生.去除尾槳后扭振系統(tǒng)的擺振一階固有頻率有了較大的上升,而擺振二階固有頻率幾乎沒有變化.從圖中看出主旋翼軸剛度的變化也會影響扭振系統(tǒng)耦合的各階固有頻率.5階頻率線與激振力6的點對當轉速變化時,離心力剛度發(fā)生變化,使擺振一、二階固有頻率發(fā)生變化進而使耦合后擺振一、二階固有頻率也發(fā)生變化如圖4.從共振圖上可以看出,孤立槳葉擺振一階頻率線與激振力6Ω的交點在額定轉速的7%處,而耦合后兩者交點在額定轉速的13%處;孤立槳葉擺振二階頻率線與激振力6Ω的交點在額定轉速的67%,旋翼軸剛度增加后在68%處,而耦合后兩者交點在額定轉速的81%,旋翼軸剛度增加后耦合頻率在額定轉速的84%處;也就是說,耦合后旋翼在轉速下降時直升機振動增大,而旋翼軸剛度的變化也會影響共振點,而且對耦合后的影響更大.直升機在起飛與飛行中應避免在耦合后擺振一、二階頻率線與3Ω,6Ω,9Ω交點附近轉速處逗留.6耦合過程中重建固有頻率的變化本文對某型直升機的旋翼/動力/傳動耦合的機械扭振系統(tǒng)進行了建模、計算和分析.從特征分析和阻抗匹配分析的角度進行對比計算分析,所得的固有頻率和振型是合理的,從而驗證了該系統(tǒng)分析模型的正確性及合理性;進一步揭示了該耦合機械扭振系統(tǒng)振動的物理本質,為型號研制提供了有效的預估其振動特性的分析模型、計算方法和設計控制措施,得到的結論如下:1)第一階、第二階集合型擺振固有頻率在耦合以后要比耦合前高.一般來說,除非是尾槳軸相當柔軟的時候,一階擺振頻率在耦合后不可能低于非耦合情況下的頻率.如果動力/傳動系統(tǒng)阻抗的第2個無限間斷點相當靠近非耦合的二階擺振頻率,那么二階耦合的擺振頻率可能會低于非耦合的二階擺振頻率.當去除尾槳并合并主減和發(fā)動機后將會導致一階擺振頻率在耦合前后產生較大的誤差,而二階擺振頻率則幾乎沒有什么變化.主旋翼軸剛度的改變也會影響二階擺振頻率.2)旋翼NΩ激振力作用在