机体振动响应预测与减振分析

朱 艳，凌爱民，陈全龙

(中国直升机设计研究所 直升机旋翼动力学重点实验室,江西 景德镇 333001)



机体振动响应预测与减振分析

朱 艳，凌爱民，陈全龙

(中国直升机设计研究所 直升机旋翼动力学重点实验室,江西 景德镇 333001)

给出了主传递通道隔振、振源控制、机身振动控制系统和机体结构的动力学建模方法，利用减振系统与机体结构耦合动力学模型，根据减振目标和要求，得到最佳减振设计参数，为研究确定直升机减振系统综合设计方案提供分析方法。

主传递通道隔振；振源控制；机体振动控制；有限元建模；减振综合分析

0 引言

直升机振动的特点是典型的周期振动KNΩ与随机振动叠加，旋翼振动载荷是最主要的振源，特别是NΩ振动载荷引起的机体、部件系统振动，占总量值的90%以上，在所关心的频率范围内(60Hz内)，有时成为严重影响直升机性能发挥和研制计划的核心问题之一。旋翼的振动载荷在桨毂上合成六个分量的力和力矩，通过主减与机体的安装结构传递到机体上，是引起全机整体振动的最主要振源。其主振频率NΩ的振动量值占绝对部分，高于其它频率成分一个量级以上。因此，在桨毂、主减与机体的安装结构以及机体结构上综合应用各种主/被动振动控制技术，降低全机或机身关键区域的振动水平，是直升机振动控制最有效的设计措施。直升机上已成熟应用的和正在研究的振动控制技术，按其特点可分为三种，振源控制技术：桨毂吸振器、IBC和智能旋翼(ACF)；传递通道隔振技术：主减主/被动隔振技术；机体结构振动控制技术：被动/主动控制技术[1]。

实现直升机低振动水平设计目标，除了设计配置好旋翼桨叶和机体结构振动特性外，根据直升机旋翼载荷的特点，综合应用减振技术是直升机振动控制设计的重要技术途径。而建立包括振源控制、主传递通道隔振和机体振动控制系统于一体的振动控制动力学综合分析模型，是进行直升机振动控制综合设计的关键。

本文首先介绍直升机振动控制动力学综合建模思路，给出了主传递通道隔振、振源控制、机身振动控制系统和机体结构的动力学建模方法。然后根据减振目标和要求，对各种减振系统各自的以及相互相结合情况下的减振效率进行分析和优化，对比了各种减振综合设计方案的优劣。该减振综合设计技术可为直升机减振设计提供分析手段。

1 动力学建模

直升机在飞行状态下，各片桨叶的振动载荷在桨毂处合成、滤波，再经桨毂传向机体，引起整机振动。为了准确评估减振系统对机体振动特性的影响，需要建立有效的动力学分析模型，并依据振动控制目标进行减振系统设计和机体动力学综合分析，优选减振系统设计参数。建立减振系统与机体结构耦合动力学分析模型的思路如下：

1)建立机体结构动力学模型。机体结构动力学模型是振动控制综合分析模型的基础模型，机体结构动力学模型包括除旋翼以外的结构，采用有限元法建模。

2)减振系统动力学模型。主传递通道隔振和振源控制系统动力学模型采用有限元法建立，真实模拟其结构和质量惯性特性，以及与机体结构安装的运动和位移协调关系。机体振动控制系统采用作动器，通过在机身作动器安装点施加给定大小、频率和相位的激励来进行仿真模拟。

1.1 机体结构动力学建模

直升机机体结构因结构设计特点通常可分为尾段和机身段，按部件结构分别进行建模[2]。可采用PATRAN软件建立的机体结构动力学模型，其动力学方程表示为：

式中，外力载荷由旋翼桨毂载荷和主动控制作动器输出载荷组成，根据型号研制中的试验结果，结构阻尼通常按1%～2%的比例阻尼或1%～2%的模态阻尼给定，本文计算中选取2%的结构阻尼。

1.2 主传递通道隔振系统动力学模型

主传递通道隔振为在主减与机体安装结构上采用隔振设计，对旋翼桨毂的多个载荷分量进行隔离，形成主减隔振系统，大幅降低旋翼NΩ及以上频率振动载荷引起的机体响应。本文中主减隔振系统采用聚焦式+动力反共振式(SARIB)，该隔振系统能隔离除扭转载荷Mz外的桨毂其它5个振动载荷分量。针对SARIB隔振系统建立其动力学模型，本文取隔振系统总质量为全机总重的0.9%。单个主减撑杆处的SARIB结构示意图如图1所示，把DAVI系统的柔性梁和连接主减撑杆的柔性梁连接到一起，形成双简支梁，并在梁上安装质量弹簧系统。在4个主减撑杆处均安装如图所示的装置，即形成了SARIB隔振系统。

图1 主传递通道隔振系统示意图

1.3 振源控制系统动力学模型

旋翼振动载荷是直升机的主要振源，振源控制系统就是通过在桨毂上安装动力吸振器，大幅降低旋翼系统的NΩ振动载荷，从而减小振源，降低机体振动水平。

双线摆式或频率不变的桨毂吸振器都可简化为质量弹簧系统。本文采用的桨毂吸振器示意图见图2，在旋翼轴顶部安装一个质量弹簧系统。质量块下端连接一个带球铰撑杆，从而约束住质量块的垂向运动，使其可在旋翼旋转平面内运动。调节质量和弹簧刚度，使得吸振器达到最佳减振效果。本文计算中取振源控制系统质量为全机总重的0.4%，该桨毂吸振器可有效减小除扭转载荷Mz外的旋翼振动载荷。

图2 桨毂吸振器简图

1.4 机身减振系统动力学模型

在机身的关键点加装作动器，通过调节作动器输出力的大小和相位来减小考核点的振动水平。共选取了15个作动器安装点，具体安装位置如图3所示。图中A～O即作动器安装点，其中A～E位于前驾驶舱地板；F～J位于后驾驶舱地板；K～N位于主减撑杆与机身连接处；O点位于发动机平台。

图3 作动器安装位置示意图

假定作动器沿机身坐标系的X、Y或Z方向输出NΩ激振力，且相位可调，幅值≤2000N，本文计算中取单个作动器质量为全机总重的0.2%。在MSC/Nastran中，通过频响分析模块，计算各个安装点的作动力到机体各考核点的频响函数。然后通过优化方法，计算出飞行载荷下的最佳作动器安装位置、作动力大小、方向和相位[3]。

2 单一减振系统减振效果分析

2.1 单位载荷激励响应分析

响应计算的旋翼振动载荷施加位置在主桨毂中心，旋翼载荷：航向力Fx、侧向力Fy、垂向力Fz、滚转力矩Mx、俯仰力矩My，计算载荷下的响应。振动响应考核点选取7个典型位置：前仪表板上、前驾驶地板、前驾驶座椅、后仪表板上、后驾驶地板、后驾驶座椅、发动机平台。

根据旋翼的额定转速Ω，主要考虑NΩ的振动载荷频率。在频响分析中，模态阻尼系数取2%，在桨毂中心分别施加X、Y、Z、Mx和My方向的NΩ单位激励，计算各考核点的振动响应见图4，该响应值为各考核点响应的均方根值。

图4 原模型单位激励振动响应

从图4可以看出，在航向力、垂向力和俯仰力矩作用下，机身考核点主要沿航向(X)和垂向(Z)振动；在侧向力和滚转力矩作用下，机身考核点主要沿侧向(Y)振动。此外，航向力、俯仰力矩和滚转力矩引起的振动相对较大，而侧向和垂向激励响应要小得多。

2.2 飞行载荷下的响应分析

直升机的旋翼在工作时会有周期性的载荷传到机身上，为了准确地分析出载荷作用在机身上引起的振动响应，准确的旋翼气动载荷输入是必要的。本文中，计算响应时只考虑主要的NΩ旋翼桨毂载荷。根据CAMRAD软件计算，不同飞行条件下，桨毂中心NΩ的振动载荷如表1所示。

表1 旋翼载荷计算值

结合图4的分析结果可以看出，在水平飞行条件下机身振动响应最大，因此本文减振分析中采用该飞行条件载荷。在该载荷条件下，机身的振动将主要来自于桨毂中心的航向振动载荷。

在表1中水平飞行条件下，不带减振系统时，机身各考核点在NΩ桨毂载荷作用下的振动响应如图5所示。可以看出，前座椅和后仪表板处以垂向响应为主，其余考核点则以航向响应为主，侧向振动响应相对较小。

图5 原模型水平飞行振动响应

2.3 主传递通道隔振系统效果分析

在水平飞行条件下，按照表1中的载荷幅值，载荷激励频率范围取0.8～1.2NΩ，计算步长取0.004NΩ，采用MSC/Nastran频响分析的直接法进行分析。有、无主减隔振系统时，各考核点NΩ振动响应合值(X、Y、Z向响应均方根值)见图6左，加装隔振系统后，各个考核点的振动响应均显著降低。各考核点的减振效率见图6右，各考核点减振效率均接近60%，效果较好。

2.4 振源控制系统效果分析

在表1中水平飞行条件下，安装振源控制系统后，在桨毂中心NΩ激励频率下，各考核点振动响应对比图和减振效率见图7。从图中可以看出，在NΩ激励频率下，各考核点的振动响应均显著减小，总减振效率为69.2%，减振效果非常好。

2.5 机身减振系统效果分析

在机身的关键点加装作动器，通过调节作动器输出力的大小和相位来减小机身振动考核点的响应水平。共选取了15个作动器安装点(见图3)，假定作动器沿机身坐标系的X、Y或Z方向输出NΩ激振力，其激振力的相位可调，幅值≤2000N。首先计算出各安装点的各个方向激励对考核点的频响函数，然后通过优化算法，计算出飞行载荷下的最佳作动器安装位置，作动力方向和相位。

图6 各考核点的振动响应对比(左)和减振效率(右)

图7 各考核点的振动响应对比(左)和减振效率(右)

在A点安装单个作动器时，施加作动力前后，各考核点振动响应对比见图8，发动机平台处振动水平保持不变，前仪表板和前地板处振动增大，其余考核点振动减小，其中前座椅和后仪表板处振动显著降低，全机总减振效率为40%。

图8 各考核点响应值对比

分析安装两个作动器的减振效果，采用两个作动器比单个作动器的减振效率提高得不明显，作动器垂向激励时效果较好。假设作动力沿垂向输出，如同时安装4个作动器，结构总体减振效率很高，可达到60%。经对比分析，作动器安装数量越多，单个作动器的平均减振效率就越低，即(减振效率/重量增加)会减小。

3 减振系统综合应用效果分析

3.1 主减隔振与机身减振系统综合应用效果分析

对同时安装主减隔振系统与机身减振系统的减振效果进行分析。单独主减隔振系统的总减振效率为57.9%，增加一个作动器后，减振效率提高了15%，效果较明显，此时主减隔振系统吸振器质量块的最大振幅比单独采用主减隔振系统时有所增大。安装两个作动器时，减振效率最多可提高近30%，效果非常明显。

安装主减隔振系统，并在L点安装一个作动器后，各个考核点在NΩ激励下的响应均方根值对比如图9所示。可以看出，与单独主减隔振系统相比，安装作动器后，后仪表板处振动响应减小非常明显，而其它考核点效果不大。

3.2 振源控制与机体减振系统综合应用效果分析

对同时安装桨毂吸振器与机身作动器的减振效果进行分析。单独桨毂吸振器的减振效率为69.2%，安装一个作动器后，减振效率最多可提高12%，效果较明显。此时桨毂吸振器质量块的振幅与单独采用桨毂吸振器时相同。安装两个作动器时，减振效率最多可提高23%，效果较好。

图9 考核点响应对比

安装桨毂吸振器，并在L点安装一个作动器后，各个考核点在NΩ激励下的响应均方根值对比如图10所示。可以看出，与单独桨毂吸振器相比，安装作动器后，后仪表板处振动响应减小非常明显，而其它考核点效果不大。该结论与综合采用主减隔振和机身减振系统时的效果一致。

图10 考核点响应对比

3.3 主减隔振、振源控制与机体减振系统综合应用效果分析

同时安装主减隔振系统、桨毂吸振器和机身作动器，在表1中的水平飞行载荷下，单独主减隔振装置的减振效率为57.9%；单独桨毂吸振器的减振效率为69.2%；主减隔振与桨毂吸振同时作用下的减振效率为71.8%。在安装主减隔振和桨毂吸振器，增加一个机身作动器后，减振效率最多可提高14%，效果非常明显；增加两个作动器时，减振效率可提高21%减振效果也较好。

安装主减隔振系统和桨毂吸振器，并在L点安装一个作动器后，各个考核点在NΩ激励下的响应均方根值对比如图11所示。可以看出，主减隔振和桨毂吸振装置对各个考核点的减振效果都很好，而单个作动器仅对局部点的减振效果很好，对其余点则效率不高甚至根本无效。该模型中，机身振动最大的是后仪表板处，而在L点作动后对后仪表板处的减振效果最好，因此对总体减振效率的提高最明显。

图11 考核点响应对比

4 结论

在采用有限元方法建立减振综合设计系统动力学模型的基础上，研究了主传递通道隔振系统(SARIB)、振源控制系统(桨毂吸振器)和机身振动控制系统(作动器)的减振特性，进行综合减振效果分析，各种减振方法下减振效果基本都能达到60%，并得出以下结论：

1)当采用主减隔振或桨毂吸振装置时，随着减振系统质量的增加，其单位质量的减振效率值越来越低，但吸振器质量块的振幅会逐渐减小。两者同时使用时，减振效率有所提高，但与所付出的质量代价相比，效果不理想，只是吸振器振幅有减小。

2)主减隔振系统或振源控制系统能降低整个机体的振动水平，而单个作动器主要降低局部区域的振动水平。安装多个作动器后，也能有效降低全机振动水平，但安装的作动器数量越多，单个作动器的平均减振效率就越低。

3)综合应用主减隔振系统和机身减振系统，或振源控制系统和机身减振系统，均可显著提高减振效率。尤其是对个别振动响应较大的位置，通过安装机身作动器，能显著降低该区域的振动水平。因此，通过两者的综合应用，可将各个考核点的振动水平和整机平均振动水平都控制在要求范围以内。

4)对比上述减振设计方案，在相同重量代价下，桨毂吸振器的减振效率最好，机身作动器次之，主减隔振系统最差。同时使用三种减振系统时，可有效控制各个考核点和整机的振动水平，并减小吸振器振幅。因此在实际设计中，需权衡各方面的因素，综合运用各种减振方法。

[1] 张令弥.直升机全机振动分析与控制[J].南京航空航天大学学报，1979(03): 27-37.

[2] 凌爱民，韩普祥，李五洲.直升机结构动特性建模技术研究[J].直升机技术，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] 航空航天工业部科学技术研究院，编著.直升机动力学手册[M].北京：航空工业出版社，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 艳(1983-)，女，江西高安人，硕士，研究方向：直升机旋翼/机身耦合动力学。

1673-1220(2015)01-013-06

V214.3+3

A