林長(zhǎng)亮 夏雙滿 張?bào)w磊 孫秀文 朱躍法

摘要：直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題一直困擾著直升機(jī)的研制與使用。雖然解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題的方法有很多，但對(duì)于現(xiàn)役機(jī)型，由于結(jié)構(gòu)空間和更改范圍的限制，常規(guī)吸振器和主動(dòng)減振技術(shù)都難以適用。針對(duì)某型現(xiàn)役直升機(jī)機(jī)體振動(dòng)問(wèn)題，提出了剛度可調(diào)的設(shè)計(jì)思想，用以消除制造偏差對(duì)局部結(jié)構(gòu)頻率、振型的影響，從而達(dá)到減振目的。通過(guò)仿真分析、地面激振試驗(yàn)和飛行振動(dòng)測(cè)試，驗(yàn)證了剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)能顯著降低機(jī)體振動(dòng)水平，對(duì)于直升機(jī)振動(dòng)水平控制研究具有參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：減振;直升機(jī)振動(dòng);剛度可調(diào)結(jié)構(gòu);模態(tài)分析

中圖分類(lèi)號(hào)：TB535+1;V275+1

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1004-4523 （2019） 06-0950-06

DOI：10. 16385/j. cnki. issn. 1004-4523. 2019. 06. 003

前言

所有飛行器中直升機(jī)的振動(dòng)最為嚴(yán)重，過(guò)大的機(jī)體振動(dòng)不僅使駕駛員感到不適、易于疲勞，造成操作失誤，影響飛行安全，而且機(jī)體易受疲勞損壞，儀器儀表工作失靈，降低全機(jī)的可靠性，增加使用維護(hù)成本[1-2]。由于直升機(jī)振源種類(lèi)多、激勵(lì)頻率范圍寬、低頻振源強(qiáng)度大，使得減振技術(shù)成為直升機(jī)設(shè)計(jì)中的一大難題[3-4]。

目前直升機(jī)的減振技術(shù)可以分為被動(dòng)式減振和主動(dòng)式減振[5-6]。2 0世紀(jì)6 0年代國(guó)外就已經(jīng)開(kāi)始對(duì)直升機(jī)的振動(dòng)問(wèn)題進(jìn)行研究，至今已獲得了顯著成果。在被動(dòng)式減振方面，貝爾公司發(fā)明的聚焦式隔振裝置、節(jié)點(diǎn)梁隔振裝置和液彈隔振系統(tǒng)分別成功應(yīng)用于UH-l、Bell 206和Bell 427[7]。在主動(dòng)振動(dòng)控制研究方面，一類(lèi)是從直升機(jī)旋翼的控制人手，如高階諧波控制（HHC）、獨(dú)立槳葉控制（IBC）、主動(dòng)后緣附翼控制（AFC）等;另一類(lèi)是在機(jī)體上采取主動(dòng)減振措施，如主動(dòng)式動(dòng)力吸振器（ADA）、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制（ ACSR）等，目前ACSR已成為國(guó)外直升機(jī)主動(dòng)減振研究的主流，已有WG30，EH101，UH-60，S-92等機(jī)型成功地進(jìn)行了ACSR的飛行試驗(yàn)，并應(yīng)用于UH-60M9 EC225/EC725[8-12n。

國(guó)內(nèi)在直升機(jī)振動(dòng)設(shè)計(jì)與控制方面也在不斷地進(jìn)行研究。在被動(dòng)減振技術(shù)研究方面，對(duì)直11、直9型機(jī)的被動(dòng)減振隔振裝置進(jìn)行了研究，同時(shí)對(duì)槳轂和機(jī)體上安裝的動(dòng)力吸振器、主減隔振裝置進(jìn)行了設(shè)計(jì)研究、試制和裝機(jī)試驗(yàn)[13];國(guó)內(nèi)在直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制方面，對(duì)ACSR涉及的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了深入的研究。中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所以某型國(guó)產(chǎn)輕型直升機(jī)為驗(yàn)證機(jī)，在國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行了ACSR飛行試驗(yàn)[14-15];陸洋等開(kāi)展了電控旋翼的探索性研究[16]，該旋翼系統(tǒng)通過(guò)電傳操縱方式驅(qū)動(dòng)槳葉內(nèi)部作動(dòng)器，改變每片槳葉后緣伺服襟翼的迎角，引起槳葉扭轉(zhuǎn)變形，從而改變槳葉總距和周期變距，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)飛行操縱。

某型直升機(jī)在交付試飛過(guò)程中，部分架次直升機(jī)的前艙駕駛員腳蹬地板處垂向振動(dòng)較大，導(dǎo)致飛行員在飛行過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)腿腳麻木的現(xiàn)象。通過(guò)全機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)其機(jī)身二階固有頻率與旋翼通過(guò)頻率相接近。在理想狀態(tài)下，機(jī)身二階固有頻率會(huì)避開(kāi)旋翼通過(guò)頻率，但是由于零件的制造、生產(chǎn)以及部件組裝的差異性，部分架次的直升機(jī)的機(jī)身二階固有頻率接近旋翼的通過(guò)頻率，因此導(dǎo)致機(jī)體振動(dòng)水平過(guò)大。這種情況不僅影響了部隊(duì)武器裝備的及時(shí)到位、訓(xùn)練計(jì)劃的實(shí)施，同時(shí)因延遲交付造成了有壽件的自然損耗，造成企業(yè)和國(guó)家財(cái)產(chǎn)損失，振動(dòng)問(wèn)題已成為制約該型機(jī)批產(chǎn)交付和使用的技術(shù)瓶頸。

雖然解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題的方法有很多，但對(duì)于現(xiàn)役機(jī)型，由于結(jié)構(gòu)空間和更改范圍的限制，常規(guī)被動(dòng)減振技術(shù)和主動(dòng)式減振技術(shù)都不適用。本文在對(duì)直升機(jī)機(jī)體振動(dòng)原因進(jìn)行深入分析后，提出了剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)思想，用以消除制造偏差對(duì)局部結(jié)構(gòu)頻率、振型的影響，從而達(dá)到減振的目的。

1 減振方案設(shè)計(jì)

1.1 減振方案研究

首先建立全機(jī)動(dòng)力學(xué)有限元模型，對(duì)全機(jī)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)特性分析，得到關(guān)注頻率范圍內(nèi)機(jī)體模態(tài)和頻率;第二步通過(guò)地面激振試驗(yàn)，得到全機(jī)動(dòng)力學(xué)特性，試驗(yàn)結(jié)果用于修正全機(jī)動(dòng)力學(xué)模型;第三步用修正后的全機(jī)動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行參數(shù)敏感性分析，主要分析機(jī)體關(guān)鍵部位的結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)模態(tài)的影響，根據(jù)參數(shù)敏感性分析結(jié)果，設(shè)計(jì)減振方案;第四步在全機(jī)動(dòng)力學(xué)模型中增加減振方案，進(jìn)行動(dòng)力學(xué)特性分析，根據(jù)分析結(jié)果修正減振方案;最后通過(guò)飛行測(cè)振檢驗(yàn)減振效果，然后將試驗(yàn)的結(jié)果再反饋給仿真分析重新計(jì)算，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)設(shè)計(jì)方案的迭代優(yōu)化。圖1為減振方案研究流程圖。

1.2 動(dòng)力學(xué)分析

首先，根據(jù)某現(xiàn)役直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)，建立全機(jī)有限元分析模型，如圖2所示。

通過(guò)模態(tài)分析，得到機(jī)體在20-26 Hz之間的主要模態(tài)分析結(jié)果。其中，圖3模態(tài)為機(jī)頭平臺(tái)處垂向一彎，頻率為21. 22 Hz。圖4模態(tài)為機(jī)頭平臺(tái)扭轉(zhuǎn)模態(tài)，頻率25. 73z Hz。

均為機(jī)體的局部模態(tài)。

調(diào)整仿真機(jī)體結(jié)構(gòu)參數(shù)，重點(diǎn)是機(jī)頭平臺(tái)處的參數(shù)，通過(guò)機(jī)體局部模態(tài)的變化，找到影響機(jī)體模態(tài)的敏感部位，分析結(jié)果如表1所示。

根據(jù)表1的分析結(jié)果，對(duì)機(jī)體局部模態(tài)影響較高的有三個(gè)方案：方案1模態(tài)頻率增加了10. 03%;方案2模態(tài)頻率降低了3.5 8%;方案3模態(tài)頻率增加了4. 15%。所以方案1對(duì)觀瞄平臺(tái)的頻率變化影響最為顯著。

1.3 剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

通過(guò)全機(jī)動(dòng)力學(xué)有限元模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)參數(shù)敏感度分析，發(fā)現(xiàn)機(jī)頭平臺(tái)與縱梁連接剛度對(duì)振動(dòng)特性影響較大。由于直升機(jī)存在個(gè)體差異性，出現(xiàn)振動(dòng)問(wèn)題的直升機(jī)需要的連接剛度是不同的，為了能夠使連接剛度具有可調(diào)節(jié)性，設(shè)計(jì)了具有可調(diào)節(jié)性的彎梁結(jié)構(gòu)，如圖5所示。

該機(jī)構(gòu)主要由彎梁、支座以及螺栓組成。彎梁為整體機(jī)加件，分為三個(gè)部分：前端、中部、尾部。前端的剖面為工字型，左右兩側(cè)各有3個(gè)鉚釘孔，通過(guò)6個(gè)鉚釘與觀瞄平臺(tái)連接;中部剖面為工字型，其右側(cè)設(shè)有4個(gè)矩形口，在彎梁與觀瞄平臺(tái)連接時(shí)能夠起到定位作用;尾部為矩形板，上面設(shè)置6個(gè)螺栓孔。支座通過(guò)上下各3個(gè)螺栓固定在縱梁上。利用螺栓將彎梁與支座連接，通過(guò)2個(gè)或者多個(gè)螺栓在不同螺栓孔位置的排列組合方式實(shí)現(xiàn)連接剛度的調(diào)整。

該結(jié)構(gòu)能夠調(diào)整直升機(jī)前機(jī)身的局部剛度，使前機(jī)身的振型發(fā)生改變，使得振動(dòng)節(jié)點(diǎn)靠近駕駛員地板，從而實(shí)現(xiàn)減振的目的。其剛度調(diào)節(jié)原理為：彎梁的前端與觀瞄平臺(tái)通過(guò)6個(gè)鉚釘連接，能夠?qū)⑵脚_(tái)的振動(dòng)載荷通過(guò)彎梁中部傳遞給尾部，尾部認(rèn)為是一個(gè)懸臂梁結(jié)構(gòu)，通過(guò)調(diào)整螺栓的約束位置（如圖6螺栓孔標(biāo)記位置），相當(dāng)于調(diào)整了懸臂梁的長(zhǎng)度，進(jìn)而調(diào)整了懸臂梁的剛度，最終實(shí)現(xiàn)了機(jī)體局部剛度調(diào)整。結(jié)構(gòu)剛度調(diào)節(jié)原理如圖6所示。

1.4 剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)影響分析

由于剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)加強(qiáng)了機(jī)頭平臺(tái)與機(jī)體縱梁的連接剛度，對(duì)整體強(qiáng)度影響較小，因此，僅建立平臺(tái)下縱梁與部分機(jī)體縱梁結(jié)構(gòu)有限元分析模型，約束和加載情況如圖7所示。

在相同載荷（1000 N）作用下，無(wú)剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)情況下縱梁最大應(yīng)力為74 MPa，最大位移為3.72mm，如圖8所示;有剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)情況下縱梁最大應(yīng)力為67MPa，最大位移為3.4 mm，如圖9所示。計(jì)算表明：剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)增強(qiáng)了原有剛度，同時(shí)彎梁結(jié)構(gòu)也分擔(dān)了一部分載荷，降低了原結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平，強(qiáng)度滿足要求。通過(guò)計(jì)算分析調(diào)整螺栓連接位置，其剛度最大能夠增至初始剛度的1. 145倍，能夠起到很好的剛度調(diào)節(jié)功能。

安裝剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)對(duì)全機(jī)模態(tài)和局部模態(tài)的影響如表2和3所示。從表2中可以看出，增加剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)，對(duì)機(jī)身整體模態(tài)影響較小，不會(huì)改變機(jī)身整體的動(dòng)力學(xué)特性。

從表3中可以看出，剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)對(duì)觀瞄平臺(tái)局部模態(tài)頻率影響較大，頻率變化最大為6%。

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 地面激振試驗(yàn)

地面激振的方法是將電動(dòng)式激振器通過(guò)彈簧繩系于吊架上，將旋翼轂整流罩和支架拆掉，將一個(gè)長(zhǎng)約1m的槽形鋁型材的中部通過(guò)6個(gè)螺栓固定在旋翼轂上，將2個(gè)激振器由2個(gè)懸臂支架通過(guò)定滑輪吊起，安裝在槽型材的兩側(cè)，如圖10所示。這種測(cè)試方法的優(yōu)點(diǎn)是雙激振器產(chǎn)生的激振力更大，同時(shí)2個(gè)激振器通過(guò)反向激振可實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)體的扭轉(zhuǎn)特性的測(cè)量。

地面激振試驗(yàn)結(jié)果及有限元分析結(jié)果對(duì)比如表4所示，可以看出計(jì)算結(jié)果與測(cè)試結(jié)果比較接近，誤差在6%以內(nèi)，驗(yàn)證了動(dòng)力學(xué)模型的準(zhǔn)確性。

表5為增加剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)后，地面激振試驗(yàn)結(jié)果與原機(jī)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。從對(duì)比結(jié)果可以看出，剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)對(duì)觀瞄平臺(tái)局部模態(tài)頻率影響較大，與仿真分析結(jié)果相吻合。

2.2 飛行振動(dòng)測(cè)試

在某型直升機(jī)上安裝剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)進(jìn)行飛行振動(dòng)測(cè)量試驗(yàn)，通過(guò)多次調(diào)整螺栓位置后，減振效果非常明顯。圖11給出了安裝剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)前后駕駛員前艙地板處的振動(dòng)對(duì)比結(jié)果，從對(duì)比結(jié)果來(lái)看，減振作用明顯，振動(dòng)水平降低幅度達(dá)到30%。目前，該方案已解決多架機(jī)的振動(dòng)問(wèn)題。

針對(duì)部分架次直升機(jī)，采用調(diào)整螺栓安裝孔位的方式達(dá)不到精細(xì)調(diào)整剛度的要求。經(jīng)過(guò)分析，對(duì)原彎梁結(jié)構(gòu)方案進(jìn)行了修改：將原來(lái)下面的5個(gè)螺栓孔變成一個(gè)長(zhǎng)方形的槽，將螺栓調(diào)整方式由分級(jí)式調(diào)整改為連續(xù)式調(diào)整，增加了螺栓調(diào)整的精細(xì)程度;另外，對(duì)該結(jié)構(gòu)局部進(jìn)行了減弱處理，目的是為了增強(qiáng)螺栓調(diào)節(jié)的敏感度。改進(jìn)方案如圖1 2所示。

目前，該方案已在多架機(jī)實(shí)施，減振效果也比較明顯。表6分別給出了某型直升機(jī)左側(cè)腳蹬地板振動(dòng)的對(duì)比結(jié)果，可以看出減振平均水平達(dá)到30%。

3 結(jié) 論

本文通過(guò)仿真分析、地面激振試驗(yàn)和飛行振動(dòng)測(cè)試三者結(jié)合的方法，開(kāi)展了某型直升機(jī)機(jī)體被動(dòng)式減振技術(shù)的研究，設(shè)計(jì)出一種剛度可調(diào)結(jié)構(gòu)減振方法。該方法使該型直升機(jī)駕駛艙振動(dòng)水平平均下降30%以上，減少了振動(dòng)對(duì)直升機(jī)結(jié)構(gòu)及成品件的危害，節(jié)約了振動(dòng)調(diào)整試飛的費(fèi)用，提高了該型機(jī)的舒適度和可靠性。該減振技術(shù)對(duì)降低現(xiàn)役直升機(jī)的振動(dòng)水平以及提高未來(lái)直升機(jī)振動(dòng)控制能力具有參考價(jià)值。

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