刚度可调结构在直升机减振上的应用研究

    林长亮 夏双满 张体磊 孙秀文 朱跃法

    

    

    

    摘要：直升机振动问题一直困扰着直升机的研制与使用。虽然解决直升机振动问题的方法有很多，但对于现役机型，由于结构空间和更改范围的限制，常规吸振器和主动减振技术都难以适用。针对某型现役直升机机体振动问题，提出了刚度可调的设计思想，用以消除制造偏差对局部结构频率、振型的影响，从而达到减振目的。通过仿真分析、地面激振试验和飞行振动测试，验证了刚度可调结构能显著降低机体振动水平，对于直升机振动水平控制研究具有参考价值。

    关键词：减振;直升机振动;刚度可调结构;模态分析

    中图分类号：TB535+1;V275+1

    文献标志码：A

    文章编号：1004-4523 （2019） 06-0950-06

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

    前言

    所有飞行器中直升机的振动最为严重，过大的机体振动不仅使驾驶员感到不适、易于疲劳，造成操作失误，影响飞行安全，而且机体易受疲劳损坏，仪器仪表工作失灵，降低全机的可靠性，增加使用维护成本[1-2]。由于直升机振源种类多、激励频率范围宽、低频振源强度大，使得减振技术成为直升机设计中的一大难题[3-4]。

    目前直升机的减振技术可以分为被动式减振和主动式减振[5-6]。2 0世纪6 0年代国外就已经开始对直升机的振动问题进行研究，至今已获得了显著成果。在被动式减振方面，贝尔公司发明的聚焦式隔振装置、节点梁隔振装置和液弹隔振系统分别成功应用于UH-l、Bell 206和Bell 427[7]。在主动振动控制研究方面，一类是从直升机旋翼的控制人手，如高阶谐波控制（HHC）、独立桨叶控制（IBC）、主动后缘附翼控制（AFC）等;另一类是在机体上采取主动减振措施，如主动式动力吸振器（ADA）、结构响应主动控制（ ACSR）等，目前ACSR已成为国外直升机主动减振研究的主流，已有WG30，EH101，UH-60，S-92等机型成功地进行了ACSR的飞行试验，并应用于UH-60M9 EC225/EC725[8-12n。

    国内在直升机振动设计与控制方面也在不断地进行研究。在被动减振技术研究方面，对直11、直9型机的被动减振隔振装置进行了研究，同时对桨毂和机体上安装的动力吸振器、主减隔振装置进行了设计研究、试制和装机试验[13];国内在直升机振动主动控制方面，对ACSR涉及的关键技术进行了深入的研究。中国直升机设计研究所以某型国产轻型直升机为验证机，在国内首次进行了ACSR飞行试验[14-15];陆洋等开展了电控旋翼的探索性研究[16]，该旋翼系统通过电传操纵方式驱动桨叶内部作动器，改变每片桨叶后缘伺服襟翼的迎角，引起桨叶扭转变形，从而改变桨叶总距和周期变距，实现直升机飞行操纵。

    某型直升机在交付试飞过程中，部分架次直升机的前舱驾驶员脚蹬地板处垂向振动较大，导致飞行员在飞行过程中会出现腿脚麻木的现象。通过全机振动试验，发现其机身二阶固有频率与旋翼通过频率相接近。在理想状态下，机身二阶固有频率会避开旋翼通过频率，但是由于零件的制造、生产以及部件组装的差异性，部分架次的直升机的机身二阶固有频率接近旋翼的通过频率，因此导致机体振动水平过大。这种情况不仅影响了部队武器装备的及时到位、训练计划的实施，同时因延迟交付造成了有寿件的自然损耗，造成企业和国家财产损失，振动问题已成为制约该型机批产交付和使用的技术瓶颈。

    虽然解决直升机振动问题的方法有很多，但对于现役机型，由于结构空间和更改范围的限制，常规被动减振技术和主动式减振技术都不适用。本文在对直升机机体振动原因进行深入分析后，提出了刚度可调结构的设计思想，用以消除制造偏差对局部结构频率、振型的影响，从而达到减振的目的。

    1 减振方案设计

    1.1 减振方案研究

    首先建立全机动力学有限元模型，对全机进行动力学特性分析，得到关注频率范围内机体模态和频率;第二步通过地面激振试验，得到全机动力学特性，试验结果用于修正全机动力学模型;第三步用修正后的全机动力学模型进行参数敏感性分析，主要分析机体关键部位的结构参数对模态的影响，根据参数敏感性分析结果，设计减振方案;第四步在全机动力学模型中增加减振方案，进行动力学特性分析，根据分析结果修正减振方案;最后通过飞行测振检验减振效果，然后将试验的结果再反馈给仿真分析重新计算，从而实现对设计方案的迭代优化。图1为减振方案研究流程图。

    1.2 动力学分析

    首先，根据某现役直升机机体结构，建立全机有限元分析模型，如圖2所示。

    通过模态分析，得到机体在20-26 Hz之间的主要模态分析结果。其中，图3模态为机头平台处垂向一弯，频率为21. 22 Hz。图4模态为机头平台扭转模态，频率25. 73z Hz。

    均为机体的局部模态。

    调整仿真机体结构参数，重点是机头平台处的参数，通过机体局部模态的变化，找到影响机体模态的敏感部位，分析结果如表1所示。

    根据表1的分析结果，对机体局部模态影响较高的有三个方案：方案1模态频率增加了10. 03%;方案2模态频率降低了3.5 8%;方案3模态频率增加了4. 15%。所以方案1对观瞄平台的频率变化影响最为显著。

    1.3 刚度可调结构设计

    通过全机动力学有限元模型进行结构参数敏感度分析，发现机头平台与纵梁连接刚度对振动特性影响较大。由于直升机存在个体差异性，出现振动问题的直升机需要的连接刚度是不同的，为了能够使连接刚度具有可调节性，设计了具有可调节性的弯梁结构，如图5所示。

    该机构主要由弯梁、支座以及螺栓组成。弯梁为整体机加件，分为三个部分：前端、中部、尾部。前端的剖面为工字型，左右两侧各有3个铆钉孔，通过6个铆钉与观瞄平台连接;中部剖面为工字型，其右侧设有4个矩形口，在弯梁与观瞄平台连接时能够起到定位作用;尾部为矩形板，上面设置6个螺栓孔。支座通过上下各3个螺栓固定在纵梁上。利用螺栓将弯梁与支座连接，通过2个或者多个螺栓在不同螺栓孔位置的排列组合方式实现连接刚度的调整。

    该结构能够调整直升机前机身的局部刚度，使前机身的振型发生改变，使得振动节点靠近驾驶员地板，从而实现减振的目的。其刚度调节原理为：弯梁的前端与观瞄平台通过6个铆钉连接，能够将平台的振动载荷通过弯梁中部传递给尾部，尾部认为是一个悬臂梁结构，通过调整螺栓的约束位置（如图6螺栓孔标记位置），相当于调整了悬臂梁的长度，进而调整了悬臂梁的刚度，最终实现了机体局部刚度调整。结构刚度调节原理如图6所示。

    1.4 刚度可调结构影响分析

    由于刚度可调结构加强了机头平台与机体纵梁的连接刚度，对整体强度影响较小，因此，仅建立平台下纵梁与部分机体纵梁结构有限元分析模型，约束和加载情况如图7所示。

    在相同载荷（1000 N）作用下，无刚度可调结构情况下纵梁最大应力为74 MPa，最大位移为3.72mm，如图8所示;有刚度可调结构情况下纵梁最大应力为67MPa，最大位移为3.4 mm，如图9所示。计算表明：刚度可调结构增强了原有刚度，同时弯梁结构也分担了一部分载荷，降低了原结构的应力水平，强度满足要求。通过计算分析调整螺栓连接位置，其刚度最大能够增至初始刚度的1. 145倍，能够起到很好的刚度调节功能。

    安装刚度可调结构对全机模态和局部模态的影响如表2和3所示。从表2中可以看出，增加刚度可调结构，对机身整体模态影响较小，不会改变机身整体的动力学特性。

    从表3中可以看出，刚度可调结构对观瞄平台局部模态频率影响较大，频率变化最大为6%。

    2 试验验证

    2.1 地面激振试验

    地面激振的方法是将电动式激振器通过弹簧绳系于吊架上，将旋翼毂整流罩和支架拆掉，将一个长约1m的槽形铝型材的中部通过6个螺栓固定在旋翼毂上，将2个激振器由2个悬臂支架通过定滑轮吊起，安装在槽型材的两侧，如图10所示。这种测试方法的优点是双激振器产生的激振力更大，同时2个激振器通过反向激振可实现对机体的扭转特性的测量。

    地面激振试验结果及有限元分析结果对比如表4所示，可以看出计算结果与测试结果比较接近，误差在6%以内，验证了动力学模型的准确性。

    表5为增加刚度可调结构后，地面激振试验结果与原机试验结果对比。从对比结果可以看出，刚度可调结构对观瞄平台局部模态频率影响较大，与仿真分析结果相吻合。

    2.2 飞行振动测试

    在某型直升机上安装刚度可调结构进行飞行振动测量试验，通过多次调整螺栓位置后，减振效果非常明显。图11给出了安装刚度可调结构前后驾驶员前舱地板处的振动对比结果，从对比结果来看，减振作用明显，振动水平降低幅度达到30%。目前，该方案已解决多架机的振动问题。

    针对部分架次直升机，采用调整螺栓安装孔位的方式达不到精细调整刚度的要求。经过分析，对原弯梁结构方案进行了修改：将原来下面的5个螺栓孔变成一个长方形的槽，将螺栓调整方式由分级式调整改为连续式调整，增加了螺栓调整的精细程度;另外，对该结构局部进行了减弱处理，目的是为了增强螺栓调节的敏感度。改进方案如图1 2所示。

    目前，该方案已在多架机实施，减振效果也比较明显。表6分别给出了某型直升机左侧脚蹬地板振动的对比结果，可以看出减振平均水平达到30%。

    3 结 论

    本文通过仿真分析、地面激振试验和飞行振动测试三者结合的方法，开展了某型直升机机体被动式减振技术的研究，设计出一种刚度可调结构减振方法。该方法使该型直升机驾驶舱振动水平平均下降30%以上，减少了振动对直升机结构及成品件的危害，节约了振动调整试飞的费用，提高了该型机的舒适度和可靠性。该减振技术对降低现役直升机的振动水平以及提高未来直升机振动控制能力具有参考价值。

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