多自由度系统设计在直升机减振技术中的应用研究王金亮模板.doc

资料内容仅供您学习参考，如有不当或者侵权，请联系改正或者删除。第二十八届( ) 全国直升机年会论文多自由度系统设计在直升机减振技术中的应用研究王金亮1 孙秀文1 张金明2 王 刚1 高 磊1( 1. 中航工业哈飞, 2. 陆航驻哈尔滨地区军事代表室, 哈尔滨, 150066) 摘 要: 本文介绍了一种结构优化设计减振技术的新思路, 即经过多自由度系统设计进行直升机减振。该方法的基本原理是经过将原来一个自由度的系统拆分为两个或多个自由度的系统, 来改变原系统的固有频率, 达到降低对定频强迫振动响应的目的。经过某型直升机减振工作中的实际应用, 验证了采用多自由度系统设计的减振措施效果优于常规结构优化措施, 且负面影响较小。最后给出了研究结论, 可为其它直升机的减振技术提供参考。关键词: 直升机; 减振技术; 多自由度系统1 引言降低直升机飞行中的振动水平一直是直升机设计师致力于研究和解决的一个重要问题, 也是伴随直升机诞生而来的一个技术难点。它涉及到驾驶员和乘员的舒适性、 飞机结构的安全、 设备的工作环境、 机载武器的命中率等许多方面。世界上各大直升机公司一直致力于减振技术的研究, 花费了大量人力财力。直升机振动控制措施总的来说能够分为机体与旋翼结构优化设计、 被动式, 主动式减振这几种, 最常见的是机体结构优化设计和动力吸振措施。机体结构优化设计减振技术实际上是经过修改受控对象的动力学特性参数使振动满足预定的要求。所谓动力学特性参数是指影响受控对象质量、 刚度与阻尼特性的那些参数, 如惯性元件的质量、 转动惯量及其分布等。一般方法是经过仿真分析查找到影响振动的结构敏感部位, 然后在敏感部位进行加强或减弱, 经过改变刚度来达到偏移机身固有频率, 实现减振的目的。这种方法减振效果有限, 还会带来重量或强度的问题。动力吸振器原理是在振动物体上附加质量弹簧共振系统, 这种附加系统在共振时产生的反作用力可使振动物体的振动减小。直升机旋翼的工作转速变化较小, 因而以k为主的机身振动频率波动不大, 适宜于采用窄带动力吸振器。很明显, 常规的动力吸振器会给直升机带来附加重量。本文叙述了一种经过多自由度系统设计进行直升机减振的方法, 这种方法形式上与动力吸振器相似, 但实质是结构优化设计。经过某型直升机减振工作的实例, 验证了采用多自由度系统设计的减振技术效果明显, 优于常规结构优化措施, 且负面影响较小。2 原理说明多自由度系统设计减振技术的原理是经过将原来一个自由度的系统拆分为两个或多个自由度的系统, 来改变系统的固有频率, 达到降低对定频强迫振动响应的目的。具体分析如下: 单自由度系统, 质量为 , 刚度为 , 在一个频率为 、 幅值为 的简谐外力激励下, 系统将作强迫振动。对于无阻尼系统, 能够得到质量块的强迫振动振幅为: 图1 单自由度强迫振动系统上式中, 为振动系统的固有频率, 表示质量块在非简谐外力 作用下发生的静位移。由上式可见: 当激励频率 接近或等于系统固有频率 时, 其振幅就变得很大。实际振动系统总是具有一定阻尼, 因此振幅不可能为无穷大。在考虑系统的粘性阻尼 之后, 其强迫振动的振幅则为, 将系统拆分为( , ) 和( , ) 两个自由度的系统。由主系统和子系统构成的无阻尼二自由度系统的强迫振动方程的解为, 图2 二自由度强迫振动系统上式中, 为主振动系统强迫振动振幅, 而 为子系统的强迫振动振幅。式中 为子系统的固有频率。这个二自由度系统的固有频率能够经过令上式的分母为零得到, 上式中, 为主振动系统的固有频率, 为子系统与主振系的质量比, 为子系统与主振系的固有频率之比。能够设计子系统的固有频率, 使得主系统的固有频率偏移激振频率, 达到减振的目的。可是, 子系统的固有频率不能设计的与激振频率相同, 否则子系统将成为动力吸振器, 子系统的振幅将大幅增加, 而一般来说子系统也是要得到保护的。能够说, 这种方法是结构优化设计与动力吸振措施的结合, 既达到了改变结构固有频率的目的又不会在子系统上产生大的振动响应。图3 地面扫频曲线3 应用实例3.1 振动研究某型直升机在飞行中, 飞行员反映部分架次的直升机驾驶舱地板振动大, 感觉脚部和小腿发麻。首先经过飞行振动测量确定了振动响应频率为23.8Hz, 这个频率是该直升机旋翼系统的4经过频率。经过地面激振试验, 发现该型机前机身存在一个23.6Hz附近的固有频率, 该频率与旋翼的4激振频率( 约23.8Hz) 较接近, 是造成部分直升机前机身振动响应大的原因。3.2 传统结构优化设计按照传统结构优化设计思路, 经过仿真分析与地面试验研究, 在影响结构的敏感部位改变动力学特性参数。利用MSC.Nastran/Patran建立直升机结构有限元模型, 机体结构利用杆板单元模拟, 设备和无关结构利用质量点和多点约束模拟。首先进行模态分析, 依据地面激振试验结果对模型进行修正, 最后将误差控制在工程允许的范围内, 本模型将误差控制在10以内。图4 全机动力学模型经过仿真分析确定观测平台边梁根部的刚度是影响固有频率的敏感参数, 而且减弱此处的刚度易于实施。制定了以下两项减振措施: 1) 措施一: 在观瞄平台侧边梁开口该措施可降低结构刚度, 使得结构固有频率下移。2) 措施二: 在观瞄平台与X360框连接螺栓处加装弹簧垫片该措施降低连接刚度, 同样能够使得固有频率下移。在某架机上实施上述两项减振措施后, 经过地面激振试验, 发现固有频率向下偏移0.6Hz。然后经过飞行振动加速度测量试验验证。测量部位为驾驶员座椅处, 飞行速度包括无地效悬停、 100km/h、 150 km/h、 170 km/h、 200 km/h、 220km/h。试验结果如下: 表1 结构优化减振措施前后对比飞行速度100km/h150km/h170km/h200km/h220km/h原始0.180.200.220.210.21减振后0.130.150.140.150.15降低比28%25%36%29%29%该减振措施使得直升机驾驶员处振动水平降低至0.15g左右, 降幅在30%左右。3.3 多自由度系统设计3.3.1 理论设计考虑应用多自由度系统设计来进行该型机的减振工作。多自由度系统设计需要将单自由度系统拆分为多自由度系统, 经过研究, 能够发现该型直升机的前机身结构最大的特点是在机头位置安装有观瞄装置, 该装置质量大( 大于50kg) , 且以固支的方式连接在机头的位置。如果将该装置与机体主结构之间增加弹簧阻尼系统, 这样可使得前机身成为二自由度系统, 达到改变前机身固有频率的目的。在直升机动力学计算模型中, 将观瞄装置的连接利用弹簧元进行模拟, 经过采取不同的安装刚度, 得到对前机身固有频率的影响, 重点关注靠近旋翼4激振频率的固有频率的变化。计算结果见表2, 观瞄装置安装刚度越小, 前机身靠近旋翼4激振频率的固有频率越大, 而考虑到结构强度和设备功能性的因素, 安装刚度不可能过低, 在10Hz左右应该是合适的。 表2 安装刚度对固有频率影响( Hz) 观瞄装置固有频率固支91011前机身固有频率23.625.525.224.83.3.2 结构设计在确定了采取弹簧阻尼系统安装观瞄装置的减振措施后, 首先想到了是在观瞄装置与安装平台连接螺栓处加装弹簧系统, 设计安装后固有频率为9Hz。这种减振措施实施后, 有效地降低了驾驶舱地板的振动水平。由于该方案采用了摩擦副的设计, 系统存在一定的结构间隙, 对观瞄装置的功能产生了较大的影响, 是不可接受的。减振环安装方式: 弹簧试验虽然遭到了否定, 但它一方面在原理上验证了观瞄装置弹性安装在减振方面的有效性, 另一方面也反映出对于观瞄装置这种精密仪器只能采用刚性连接的要求。为了化解这一矛盾, 采取在观瞄装置与平台之间经过刚性连接一个减振环, 经过减振环的结构弹性变形来达到减振的目的。 减振环的设计要同时考虑结构强度和刚度。在满足强度的情况下尽量采取低刚度设计。综合考虑, 决定采用弹性较好的玻璃布进行结构设计。减振装置的安装形式见图5, 减振环的外凸缘经过16组螺栓螺母固定在安装平台的下表面; 观瞄转塔经过8个压紧螺母和垫圈与减振环的内凸缘连接; 相邻的压紧螺母间打锁线防松。加装弹簧垫片开口图5 结构优化设计减振措施图6 前机身仿真分析图3.3.3 仿真分析建立减振环的有限元模型, 减振环简化为SHELL元, 填写复合材料玻璃布属性, 观瞄装置简化为质量点, 并经过RBE2与减振环连接。减振环的外凸缘固支, 见图6。进行模态分析。图7 给出了一阶侧向模态的振型, 频率为7.9Hz, 图8 给出了一阶垂向模态的振型, 频率为10.6Hz。这是保证减振环静强度和疲劳强度的最低固有频率设计, 虽然较理想值高一些, 但应该能够达到应有的减振效果。 图7 减振环方案影响设计目标的主要参数是减振环的垂向模态频率, 侧向模态的计算主要是需考虑避开旋翼系统的激振频率, 避免发生共振。3.3.4 试验验证1) 固有频率试验采用激振器进行地面激振步进扫频试验: 直升机处于停机状态, 激振点位于观瞄安装平台上, 加速度传感器粘贴在观瞄转塔的壳体上。测量方向分为X向和Z向, 测量减振环在030Hz内的振频振型。图8 模态结果图( 左: 垂向, 右: 侧向) 表3给出了测试结果与计算结果的对比, 从表中能够看出, 垂向模态的试验结果与计算吻合性很好, 预期能够达到减振目的。侧向模态结果较计算值小, 但避开了旋翼1激振频率( 6Hz) 10%的范围。表3 地面激振试验结果模态计算频率( Hz) 试验结果( Hz) 误差侧向7.96.718%垂向10.610.42%1) 飞行振动测量试验在实施减振环的某架机上进行飞行振动加速度测量试验。测量部位包括观瞄装置、 驾驶员地板, 其中观瞄装置为三向振动加速度传感器, 其它均为单向振动加速度传感器, 飞行速度包括无地效悬停、 100km/h、 150 km/h、 170 km/h、 200 km/h、 220km/h。该机驾驶舱地板的安装减振环前后振动量的对比。从表4中能够看出, 采用该减振措施后的直升机驾驶员座椅位置振动水平达到了0.10g左右的水平, 较原始状态降低比接近50%。表4 减振环措施前后振动水平对比飞行速度100km/h150km/h170km/h200km/h220km/h原始0.170.210.210.200.21减振后0.090.100.110.110.11降低百分比47%52%48%45%48%将传统的结构优化减振措施( 开口及弹簧垫片) 与多自由度系统减振措施( 减振环) 的直升机减振前后的驾驶员座椅处的振动水平进行对比, 见图9。 图9 减振效果对比从上图能够看出, 在原始状态时, 两架机的驾驶员座椅处振动水平是相当的, 能够用来对比。传统减振措施将直升机振动水平控制在0.15g的水平, 而多自由度系统的减振设计可将振动水平控制在0.10g的水平, 能够说, 多自由度系统的设计较传统的减振设计更有效。3.3.5 功能和振动环境采用状态平飞220km/h的观瞄装置X、 Y、 Z三个方向的频谱图进行振动环境分析。图10为原状态和减振后的观瞄装置振动频谱。Y向Z向X向图10 减振前后观瞄装置振动频谱表5 减振前后观瞄装置振动水平对比响应( g) 6Hz频率响应24Hz频率响应XYZXYZ原状态0.010.010.010.280.240.36减振后0.010.010.010.210.300.30从表5中的对比能够看出, 减振后的观瞄装置振动水平低于原状态。减振后的观瞄装置对6Hz频率响应较小, 未发生共振现象。经多次试飞检查, 飞行员反映安装减振环后观瞄装置功能正常。4 结论多自由度系统设计在直升机减振技术中具有应用的有利条件, 它是结构优化设计减振技术的新思路。经过在某型直升机上的实际应用, 验证了该方法能够有效降低直升机控制部位的振动水平, 且对子系统的振动环境没有影响。但这种方法的应用与直升机具体结构形式有关, 在有条件的情况下能够考虑应用。参 考 文 献1 张曾锠等著, 直升机动力学手册, 航空工业出版社, 19912 尹春望等, 直升机振动水平控制技术途径探讨, 3 陆轶, 直升机振动与减振技术, 4 刘建国, 直升机减振技术, Study on the Multi-Degree-of-Freedom Systems design in Helicopter Vibration Reduction TechnologyWANG Jin-liang1 SUN Xiu-wen1 ZHANG Jinming2 WANG Gang1 GAO Lei1(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 will illustrate 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. A example will be shown the method study on a helicopter is better than normal methods. The study conclusion and experiences are showed to other helicopters.Keyword: Helicopter, Vibration Reduction, Multi-Degree-of-Freedom Systems