機體振動響應預測與減振分析

朱 艷，凌愛民，陳全龍

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室,江西 景德鎮 333001)

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機體振動響應預測與減振分析

朱 艷，凌愛民，陳全龍

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室,江西 景德鎮 333001)

給出了主傳遞通道隔振、振源控制、機身振動控制系統和機體結構的動力學建模方法，利用減振系統與機體結構耦合動力學模型，根據減振目標和要求，得到最佳減振設計參數，為研究確定直升機減振系統綜合設計方案提供分析方法。

主傳遞通道隔振；振源控制；機體振動控制；有限元建模；減振綜合分析

0 引言

直升機振動的特點是典型的周期振動KNΩ與隨機振動疊加，旋翼振動載荷是最主要的振源，特別是NΩ振動載荷引起的機體、部件系統振動，占總量值的90%以上，在所關心的頻率范圍內(60Hz內)，有時成為嚴重影響直升機性能發揮和研制計劃的核心問題之一。旋翼的振動載荷在槳轂上合成六個分量的力和力矩，通過主減與機體的安裝結構傳遞到機體上，是引起全機整體振動的最主要振源。其主振頻率NΩ的振動量值占絕對部分，高于其它頻率成分一個量級以上。因此，在槳轂、主減與機體的安裝結構以及機體結構上綜合應用各種主/被動振動控制技術，降低全機或機身關鍵區域的振動水平，是直升機振動控制最有效的設計措施。直升機上已成熟應用的和正在研究的振動控制技術，按其特點可分為三種，振源控制技術：槳轂吸振器、IBC和智能旋翼(ACF)；傳遞通道隔振技術：主減主/被動隔振技術；機體結構振動控制技術：被動/主動控制技術[1]。

實現直升機低振動水平設計目標，除了設計配置好旋翼槳葉和機體結構振動特性外，根據直升機旋翼載荷的特點，綜合應用減振技術是直升機振動控制設計的重要技術途徑。而建立包括振源控制、主傳遞通道隔振和機體振動控制系統于一體的振動控制動力學綜合分析模型，是進行直升機振動控制綜合設計的關鍵。

本文首先介紹直升機振動控制動力學綜合建模思路，給出了主傳遞通道隔振、振源控制、機身振動控制系統和機體結構的動力學建模方法。然后根據減振目標和要求，對各種減振系統各自的以及相互相結合情況下的減振效率進行分析和優化，對比了各種減振綜合設計方案的優劣。該減振綜合設計技術可為直升機減振設計提供分析手段。

1 動力學建模

直升機在飛行狀態下，各片槳葉的振動載荷在槳轂處合成、濾波，再經槳轂傳向機體，引起整機振動。為了準確評估減振系統對機體振動特性的影響，需要建立有效的動力學分析模型，并依據振動控制目標進行減振系統設計和機體動力學綜合分析，優選減振系統設計參數。建立減振系統與機體結構耦合動力學分析模型的思路如下：

1)建立機體結構動力學模型。機體結構動力學模型是振動控制綜合分析模型的基礎模型，機體結構動力學模型包括除旋翼以外的結構，采用有限元法建模。

2)減振系統動力學模型。主傳遞通道隔振和振源控制系統動力學模型采用有限元法建立，真實模擬其結構和質量慣性特性，以及與機體結構安裝的運動和位移協調關系。機體振動控制系統采用作動器，通過在機身作動器安裝點施加給定大小、頻率和相位的激勵來進行仿真模擬。

1.1 機體結構動力學建模

直升機機體結構因結構設計特點通?？煞譃槲捕魏蜋C身段，按部件結構分別進行建模[2]?？刹捎肞ATRAN軟件建立的機體結構動力學模型，其動力學方程表示為：

式中，外力載荷由旋翼槳轂載荷和主動控制作動器輸出載荷組成，根據型號研制中的試驗結果，結構阻尼通常按1%～2%的比例阻尼或1%～2%的模態阻尼給定，本文計算中選取2%的結構阻尼。

1.2 主傳遞通道隔振系統動力學模型

主傳遞通道隔振為在主減與機體安裝結構上采用隔振設計，對旋翼槳轂的多個載荷分量進行隔離，形成主減隔振系統，大幅降低旋翼NΩ及以上頻率振動載荷引起的機體響應。本文中主減隔振系統采用聚焦式+動力反共振式(SARIB)，該隔振系統能隔離除扭轉載荷Mz外的槳轂其它5個振動載荷分量。針對SARIB隔振系統建立其動力學模型，本文取隔振系統總質量為全機總重的0.9%。單個主減撐桿處的SARIB結構示意圖如圖1所示，把DAVI系統的柔性梁和連接主減撐桿的柔性梁連接到一起，形成雙簡支梁，并在梁上安裝質量彈簧系統。在4個主減撐桿處均安裝如圖所示的裝置，即形成了SARIB隔振系統。

圖1 主傳遞通道隔振系統示意圖

1.3 振源控制系統動力學模型

旋翼振動載荷是直升機的主要振源，振源控制系統就是通過在槳轂上安裝動力吸振器，大幅降低旋翼系統的NΩ振動載荷，從而減小振源，降低機體振動水平。

雙線擺式或頻率不變的槳轂吸振器都可簡化為質量彈簧系統。本文采用的槳轂吸振器示意圖見圖2，在旋翼軸頂部安裝一個質量彈簧系統。質量塊下端連接一個帶球鉸撐桿，從而約束住質量塊的垂向運動，使其可在旋翼旋轉平面內運動。調節質量和彈簧剛度，使得吸振器達到最佳減振效果。本文計算中取振源控制系統質量為全機總重的0.4%，該槳轂吸振器可有效減小除扭轉載荷Mz外的旋翼振動載荷。

圖2 槳轂吸振器簡圖

1.4 機身減振系統動力學模型

在機身的關鍵點加裝作動器，通過調節作動器輸出力的大小和相位來減小考核點的振動水平。共選取了15個作動器安裝點，具體安裝位置如圖3所示。圖中A～O即作動器安裝點，其中A～E位于前駕駛艙地板；F～J位于后駕駛艙地板；K～N位于主減撐桿與機身連接處；O點位于發動機平臺。

圖3 作動器安裝位置示意圖

假定作動器沿機身坐標系的X、Y或Z方向輸出NΩ激振力，且相位可調，幅值≤2000N，本文計算中取單個作動器質量為全機總重的0.2%。在MSC/Nastran中，通過頻響分析模塊，計算各個安裝點的作動力到機體各考核點的頻響函數。然后通過優化方法，計算出飛行載荷下的最佳作動器安裝位置、作動力大小、方向和相位[3]。

2 單一減振系統減振效果分析

2.1 單位載荷激勵響應分析

響應計算的旋翼振動載荷施加位置在主槳轂中心，旋翼載荷：航向力Fx、側向力Fy、垂向力Fz、滾轉力矩Mx、俯仰力矩My，計算載荷下的響應。振動響應考核點選取7個典型位置：前儀表板上、前駕駛地板、前駕駛座椅、后儀表板上、后駕駛地板、后駕駛座椅、發動機平臺。

根據旋翼的額定轉速Ω，主要考慮NΩ的振動載荷頻率。在頻響分析中，模態阻尼系數取2%，在槳轂中心分別施加X、Y、Z、Mx和My方向的NΩ單位激勵，計算各考核點的振動響應見圖4，該響應值為各考核點響應的均方根值。

圖4 原模型單位激勵振動響應

從圖4可以看出，在航向力、垂向力和俯仰力矩作用下，機身考核點主要沿航向(X)和垂向(Z)振動；在側向力和滾轉力矩作用下，機身考核點主要沿側向(Y)振動。此外，航向力、俯仰力矩和滾轉力矩引起的振動相對較大，而側向和垂向激勵響應要小得多。

2.2 飛行載荷下的響應分析

直升機的旋翼在工作時會有周期性的載荷傳到機身上，為了準確地分析出載荷作用在機身上引起的振動響應，準確的旋翼氣動載荷輸入是必要的。本文中，計算響應時只考慮主要的NΩ旋翼槳轂載荷。根據CAMRAD軟件計算，不同飛行條件下，槳轂中心NΩ的振動載荷如表1所示。

表1 旋翼載荷計算值

結合圖4的分析結果可以看出，在水平飛行條件下機身振動響應最大，因此本文減振分析中采用該飛行條件載荷。在該載荷條件下，機身的振動將主要來自于槳轂中心的航向振動載荷。

在表1中水平飛行條件下，不帶減振系統時，機身各考核點在NΩ槳轂載荷作用下的振動響應如圖5所示。可以看出，前座椅和后儀表板處以垂向響應為主，其余考核點則以航向響應為主，側向振動響應相對較小。

圖5 原模型水平飛行振動響應

2.3 主傳遞通道隔振系統效果分析

在水平飛行條件下，按照表1中的載荷幅值，載荷激勵頻率范圍取0.8～1.2NΩ，計算步長取0.004NΩ，采用MSC/Nastran頻響分析的直接法進行分析。有、無主減隔振系統時，各考核點NΩ振動響應合值(X、Y、Z向響應均方根值)見圖6左，加裝隔振系統后，各個考核點的振動響應均顯著降低。各考核點的減振效率見圖6右，各考核點減振效率均接近60%，效果較好。

2.4 振源控制系統效果分析

在表1中水平飛行條件下，安裝振源控制系統后，在槳轂中心NΩ激勵頻率下，各考核點振動響應對比圖和減振效率見圖7。從圖中可以看出，在NΩ激勵頻率下，各考核點的振動響應均顯著減小，總減振效率為69.2%，減振效果非常好。

2.5 機身減振系統效果分析

在機身的關鍵點加裝作動器，通過調節作動器輸出力的大小和相位來減小機身振動考核點的響應水平。共選取了15個作動器安裝點(見圖3)，假定作動器沿機身坐標系的X、Y或Z方向輸出NΩ激振力，其激振力的相位可調，幅值≤2000N。首先計算出各安裝點的各個方向激勵對考核點的頻響函數，然后通過優化算法，計算出飛行載荷下的最佳作動器安裝位置，作動力方向和相位。

圖6 各考核點的振動響應對比(左)和減振效率(右)

圖7 各考核點的振動響應對比(左)和減振效率(右)

在A點安裝單個作動器時，施加作動力前后，各考核點振動響應對比見圖8，發動機平臺處振動水平保持不變，前儀表板和前地板處振動增大，其余考核點振動減小，其中前座椅和后儀表板處振動顯著降低，全機總減振效率為40%。

圖8 各考核點響應值對比

分析安裝兩個作動器的減振效果，采用兩個作動器比單個作動器的減振效率提高得不明顯，作動器垂向激勵時效果較好。假設作動力沿垂向輸出，如同時安裝4個作動器，結構總體減振效率很高，可達到60%。經對比分析，作動器安裝數量越多，單個作動器的平均減振效率就越低，即(減振效率/重量增加)會減小。

3 減振系統綜合應用效果分析

3.1 主減隔振與機身減振系統綜合應用效果分析

對同時安裝主減隔振系統與機身減振系統的減振效果進行分析。單獨主減隔振系統的總減振效率為57.9%，增加一個作動器后，減振效率提高了15%，效果較明顯，此時主減隔振系統吸振器質量塊的最大振幅比單獨采用主減隔振系統時有所增大。安裝兩個作動器時，減振效率最多可提高近30%，效果非常明顯。

安裝主減隔振系統，并在L點安裝一個作動器后，各個考核點在NΩ激勵下的響應均方根值對比如圖9所示。可以看出，與單獨主減隔振系統相比，安裝作動器后，后儀表板處振動響應減小非常明顯，而其它考核點效果不大。

3.2 振源控制與機體減振系統綜合應用效果分析

對同時安裝槳轂吸振器與機身作動器的減振效果進行分析。單獨槳轂吸振器的減振效率為69.2%，安裝一個作動器后，減振效率最多可提高12%，效果較明顯。此時槳轂吸振器質量塊的振幅與單獨采用槳轂吸振器時相同。安裝兩個作動器時，減振效率最多可提高23%，效果較好。

圖9 考核點響應對比

安裝槳轂吸振器，并在L點安裝一個作動器后，各個考核點在NΩ激勵下的響應均方根值對比如圖10所示?？梢钥闯?，與單獨槳轂吸振器相比，安裝作動器后，后儀表板處振動響應減小非常明顯，而其它考核點效果不大。該結論與綜合采用主減隔振和機身減振系統時的效果一致。

圖10 考核點響應對比

3.3 主減隔振、振源控制與機體減振系統綜合應用效果分析

同時安裝主減隔振系統、槳轂吸振器和機身作動器，在表1中的水平飛行載荷下，單獨主減隔振裝置的減振效率為57.9%；單獨槳轂吸振器的減振效率為69.2%；主減隔振與槳轂吸振同時作用下的減振效率為71.8%。在安裝主減隔振和槳轂吸振器，增加一個機身作動器后，減振效率最多可提高14%，效果非常明顯；增加兩個作動器時，減振效率可提高21%減振效果也較好。

安裝主減隔振系統和槳轂吸振器，并在L點安裝一個作動器后，各個考核點在NΩ激勵下的響應均方根值對比如圖11所示?？梢钥闯?，主減隔振和槳轂吸振裝置對各個考核點的減振效果都很好，而單個作動器僅對局部點的減振效果很好，對其余點則效率不高甚至根本無效。該模型中，機身振動最大的是后儀表板處，而在L點作動后對后儀表板處的減振效果最好，因此對總體減振效率的提高最明顯。

圖11 考核點響應對比

4 結論

在采用有限元方法建立減振綜合設計系統動力學模型的基礎上，研究了主傳遞通道隔振系統(SARIB)、振源控制系統(槳轂吸振器)和機身振動控制系統(作動器)的減振特性，進行綜合減振效果分析，各種減振方法下減振效果基本都能達到60%，并得出以下結論：

1)當采用主減隔振或槳轂吸振裝置時，隨著減振系統質量的增加，其單位質量的減振效率值越來越低，但吸振器質量塊的振幅會逐漸減小。兩者同時使用時，減振效率有所提高，但與所付出的質量代價相比，效果不理想，只是吸振器振幅有減小。

2)主減隔振系統或振源控制系統能降低整個機體的振動水平，而單個作動器主要降低局部區域的振動水平。安裝多個作動器后，也能有效降低全機振動水平，但安裝的作動器數量越多，單個作動器的平均減振效率就越低。

3)綜合應用主減隔振系統和機身減振系統，或振源控制系統和機身減振系統，均可顯著提高減振效率。尤其是對個別振動響應較大的位置，通過安裝機身作動器，能顯著降低該區域的振動水平。因此，通過兩者的綜合應用，可將各個考核點的振動水平和整機平均振動水平都控制在要求范圍以內。

4)對比上述減振設計方案，在相同重量代價下，槳轂吸振器的減振效率最好，機身作動器次之，主減隔振系統最差。同時使用三種減振系統時，可有效控制各個考核點和整機的振動水平，并減小吸振器振幅。因此在實際設計中，需權衡各方面的因素，綜合運用各種減振方法。

[1] 張令彌.直升機全機振動分析與控制[J].南京航空航天大學學報，1979(03): 27-37.

[2] 凌愛民，韓普祥，李五洲.直升機結構動特性建模技術研究[J].直升機技術，2001(2): 1-8.

[3] Haftka R T , Adelman H M. Selection of actuator locations for static shape control of large space structures by heuristic integer programming[J]. Computers and Structures, 1985(20):575-582.

[4] Baek K H, Euiott S J. Natural algorithms for choosing source locations inactive control systems[J]. Journal of Sound and Vibration, 1995, 186( 2) : 245-267.

[5] 航空航天工業部科學技術研究院，編著.直升機動力學手冊[M].北京：航空工業出版社，1991.

Fuselage Vibration Response Forecast and Vibration Reduction Research

ZHU Yan, LING Aimin, CHEN Quanlong

(Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory, CHRDI, Jingdezhen 333001, China)

In this paper, the vibration isolation system of the main transmission unit, the vibration source control system, the fuselage vibration control systems and fuselage configuration were introduced, and the modeling methods were presented. With the coupling vibration control systems and fuselage configuration, the best vibration control design parameters were computed based on the vibration target and require. This method could be used for integration design of the helicopter vibration control systems.

main transmission unit vibration isolation; vibration source control; fuselage vibration control systems; finite element modeling; vibration control integration analysis

2014-08-26

朱 艷(1983-)，女，江西高安人，碩士，研究方向：直升機旋翼/機身耦合動力學。

1673-1220(2015)01-013-06

V214.3+3

A