关于直升机减振技术
本帖最后由 wdhd 于 2016-5-24 10:05 编辑中文名称：直升机减振技术
英文名称：Helicopter Vibration Reduction Technology
相关技术：直升机旋翼技术;直升机尾桨技术;发动机技术;直升机传动装置;直升机动力学
分类：飞机总体设计;直升机;振动;
定义与概念：
直升机在使用过程中，旋翼、尾桨、发动机、传动装置等旋转运动部件要产生交变载荷，引起机体结构的振动。结构的振动会给直升机的使用带来严重后果：如主要部件、仪表设备等会产生振动疲劳的失效，从而降低其使用寿命;影响驾驶员和乘员的舒适性，当直升机的振动水平高于0.1g时，乘员就会感到不适。近年来要求直升机在巡航状态，全机的振动水平不超过0.05g，甚至0.02g。因此，直升机设计研究阶段必须尽最大努力控制和降低振动水平。
在直升机的旋转运动部件中，旋翼产生的交变载荷最大，它是直升机的主要振源。由于桨叶处于交变的气动力作用下，因而它在旋翼的拉力面和旋转面上发生振动。故在桨叶和桨毂接头处的作用力和反作用力也是交变的。因为桨叶的弹性振动产生的激振载荷汇集于桨毂，进而传给机体结构。所以，从振动的桨叶传到机体上的载荷可抽象为三个交变力和对坐标轴的三个交变力矩。这些激振载荷传到机体上，结构将产生弯曲或弯-扭耦合振动。
国外概况：
直升机的减振技术一直是从事直升机研究者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、仪表设备的工作环境、飞机结构的重量、机载武器的命中率等许多方面。为了减少直升机的振动，世界各国的直升机公司都做了大量的工作，投资了大量经费。各种学术会议和杂志上发表的文章也很多。综观各直升机公司所做的工作，主要是减小以W=ZP为基频由旋翼传到机身上的振动(Z-桨叶片数，P-旋翼转速)。从直升机诞生以来，直升机的振动水平不断降低，主要是采取如下一些减振技术。
一、早期的直升机设计是使直升机固有频率避开旋翼激振频率的方法
如直升机旋翼激振频率为Z=ZP，直升机固有频率为Ω，则Ω应小于0.9W及大于1.1Ω。直五、直六直升机就是采用这种设计思想。这种方法虽然可以避免发生共振的危险，但机体的振动水平还是比较高的。
二、机身结构动力优化设计技术
这种技术的难度较大，机器运算时间很长。七十年代后期已开始研究，目前这一技术在直升机设计上还未采用。而研究局部结构动力优化的课题却更引人注目。首先确定降低振动的主要部位是驾驶舱和座舱。通过结构优化模型的动力响应敏感性计算，定出主减速器附近是敏感元件区域。对这一部位进行结构修改动力计算，可获得较好的减振效果，这实际上是局部动力优化设计。
三、在旋翼上采取措施减振
旋翼是直升机的主振源，常在旋翼上采用减振措施来减小整个直升机的振动，如采用调整配重块、加隔振元件、装减振摆、改变翼型等措施。
四、在桨毂上方装设减振装置
在桨毂上方装设有效的减振装置，如双线摆减振器、增速减振器等。我国自行研究的双线摆振器装在直五直升机上进行验证试飞就收到了一定的减振效果。
五、装隔振装置
在机身与旋翼-传动装置(减速器)之间加装隔振装置来减小直升机的振动水平是采用最多的方法，这种隔振装置又是减速器与机身的连接元件。
六、高阶谐波控制(HHC)减振
由于直升机的振动主要来源作用在旋翼桨叶上的交变载荷，因此设法降低以致消除传给机身的桨叶载荷交变分量，是解决直升机振动问题最根本的办法。高阶谐波控制(HHC)减振就是基于这样一个思路提出来的，其原理是通过输入一个桨距高阶谐量操纵，使得桨叶在各个方位角上所产生的气动力接近相等，将传给机身的交变载荷分量减至最小。高阶谐波控制技术的研究已有十余年的历史，并完成了原理性试验，但由于对于不同飞行状态的控制律的认识尚有距离，控制执行元件还处在研制阶段，至今尚未进入工程应用。
七、结构响应主动控制技术
结构响应主动控制技术是一种全新的减振技术。过去的实用经验表明，被动式旋翼吸振器是降低旋翼振动载荷的一种有效手段，但其缺点是要付出一定的重量代价，如桨毂吸振器有的可达1%的起飞重量，而且大大增加了直升机的前飞阻力，被动式吸振器还只能吸收特定频率的振动。由于旋翼振动特性分析技术和动力学特性设计剪裁技术的提高，采用被动式旋翼吸振器的机型数量在减少。
将反 共振隔振概念与现代控制技术相结合，提出了一种新的振动控制方式，这就是结构响应应主动控制技术。其基本概念是通过一套传感器对所测载荷进行频谱分析，找出主要激振载荷，用一台微机对测量载荷的频率和幅值，控制电液作动筒产生一个对应的反向载荷，相互抵消，以达到隔离振动载荷的目的。
1986年英国韦斯特兰直升机公司在一架W30型160系列直升机上进行结构响应控制系统的试飞改装，1987年春完成了8小时的飞行试飞验证，对普通的直升机、带桨毂吸震器的直升机与安装结构响应主动控制系统的直升机的振动水平进行了对比测量，还测量了旋翼转速变化时振动水平的变化及由过渡飞行转入悬停时的振动水平时间历程，结果显示结构响应主动控制技术的减振效果非常明显。驾驶舱和客舱的平均振动水平低于0.09g，比普通的直升机振动水平降低了70～85%。英国韦斯特兰直升机公司后来又在EH101的第三架原型机上安装了结构响应主动控制系统，并在1990年3月进行了40飞行小时的飞行试验。飞行测量结果表明安装了结构响应主动控制系统后，5阶振动水平平均降低75%，全机振动水平达到了低于0.15g的目的，且在大部分区域低于0.05g。
根据W30和EH101直升机安装结构响应主动控制系统的飞行试验，表明该系统具有如下优点：
1、结构响应主动控制系统对于不同的飞行速度、飞行状态、重心范围、旋翼转速都有良好的振动隔离效果。
2、由于结构响应主动控制系统具有自检能力，能在传感器和作动筒出现故障后，重新进行控制优化，隔离有故障的传感器或作动筒。这是任何被动式吸震/隔震系统所不及的。
3、结构响应主动控制系统可以抑制机体上指定区域的振动响应。
4、按目前的技术水平，结构响应主动控制系统重量为40～80公斤，主要取决于作动筒的型式与尺寸。与其它减振措施相比，这个重量的代价并不大。如W30上生产型的结构响应主动控制系统重量为36公斤，而原来采用的桨毂吸震器重达55公斤。
5、与高阶谐波控制相比，结构响应主动控制的限制较少，不会导致桨叶弯矩和操纵载荷的增加，不会降低桨叶的失速裕度。
综上所述，结构响应主动控制技术将会在直升机上，尤其是民用直升机上获得更广泛的应用。
本帖最后由 wdhd 于 2016-5-24 10:05 编辑
关键技术：
直升机在使用过程中，旋翼、尾桨、发动机、传动装置等旋转运动部件都产生交变载荷，从而引起机体结构的振动，振源之多是其它航空器上少见的;采用隔振装置既起动力隔振作用，又要传递全部静载荷。因此设计时必须综合考虑静载荷、动载荷及疲劳载荷三方面的因素;隔振装置弹性梁的刚度设计和振动块的质量选择相当困难;为实现直升机的振动水平最小，首先取决于对直升机动力学认识的准确程度，但实际上直升机动力学特性很难定义，并且随直升机的结构和飞行状态(如重量，总体布局，旋翼、尾桨、发动机及传动系统的选取，飞行速度，飞行姿态等)而变化，因此很难测定直升机的动载荷和疲劳载荷，这是直升机振动控制的最大难点之一;随着直升机飞行速度的提高、任务持续时间的延长和对乘员振动环境要求的俞来愈严格，振动问题将变得更加突出，而为控制振动的直升机动力学设计在改善旋翼的动力学设计，以控制旋翼的激振力，以及改善机体结构的动力学设计，以控制机身对激振力的响应方面都还不能达到振动水平的严格要求，因此还需要采取特殊的减振措施，直升机动力学设计是振动控制的根本保证，也是一个非常难的学科，还需不断地研究和完善。
应用与影响：
直升机的减振技术一直是从事直升机研究者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、仪表设备的工作环境、飞机结构的重量、机载武器的命中率等许多方面。为了减少直升机的振动，世界各国的直升机公司都做了大量的工作，投资了大量经费。各种学术会议和杂志上发表的文章也很多。综观各直升机公司所做的工作，主要是减小以W=ZP为基频由旋翼传到机身上的振动(Z-桨叶片数，P-旋翼转速)。从直升机诞生以来，直升机的振动水平不断降低，主要是采取如下一些减振技术。
参考资料：
1、《直升机技术》，1990年第4期;
2、《直升机技术》，1993年第2期;
3、《AIR FORCE》，1998.2
4、R.E.Lindberg & R.W.Longman,"On the Number and Placement of Actuators for Independent Modal Space Control",Journal of Guidance,Control and Dynamics,Vol 7 March 1984.
5、S.P.King & A.E.Staple,"Minimisation of Helicopter Vibration through Active Control of Structural Response",AGARD No.234,1986.
本帖转自：中国民用航空网
比较早的文章了吧，支持了~ 回复 3 # 唯有时光 的帖子
有好的文章可以上来分享哈… {:{23}:} 好东西永远不怕迟。 学习学习
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