某直升机消速下滑振动问题分析与研究

汪亚龙 王文涛

摘 要：某直升机在消速下滑过程中驾驶舱位置振动偏大，消速过程振动增大出现在速度80-30km/h间，在其他速度段振动未出现振动偏大现象。通过结构分析，并结合振动数据分析及动特性试验结果对产生振动偏大问题进行定位，提出结构改进措施，同时建立有限元模型对改进措施进行仿真分析，对部件的安装结构进行动力学优化设计，并通过试验、试飞验证，表明了改进措施的有效性。

关键词：直升机;消速下滑;振动问题

中图分类号：V212.4 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2020）02-0068-02

0 引言

振动是直升机动力学核心问题之一，与飞机不同的是，直升机在飞行过程中始终要承受持续的周期性的振动，直升机的主要振源包括旋翼、尾桨、发动机、传动轴等旋转部件引起的周期激励以及复杂气动环境中的随机激励。振动不仅会影响机组、乘员的效率及舒适性，还会引起结构的疲劳、降低设备的可靠性及飞行安全[1-2]。

对驾驶舱而言，主旋翼转速频率1Ω、主旋翼一阶通过频率kΩ（k为桨叶片数）及其倍频NkΩ为其主要的振动源[1-3]。对于新研制直升机经常会出现振动偏大的问题，其主要原因与该位置部件安装动力学特性有较大的关联性[2]。在直升机飞行过程中前机身处于主旋翼影响区域内，当前机身部件安装动力学特性靠近主旋翼一阶通过频率，就会出现前机身局部区域振动偏大的现象[1-2]。

本文针对某直升机在速度80-30km/h消速下滑过程中振动问题，通过结构分析、有限元仿真模拟、试验验证等手段，对振动产生问题的机理进行分析并对部件安装结构进行动力学优化设计，提出改进措施，通过试验、试飞验证，表明了改进措施的有效性，为后续同样类型的问题提供解决思路和方法。

1 问题描述

某直升机某架机在执行试飞科目过程中，机组人员反应，消速下降过程中，速度80-30km/h消速过程中驾驶员位置处振动偏大，从大速度消速至80km/h时振动突然明显增大，当速度小于30km/h后振动快速收敛至消失，无发散趋势。

选取典型架次驾驶员座椅地板处实测振动加速度数据进行分析，并且对加速度数据进行FFT处理分析[4]，未出现其它异常频率，驾驶舱振动增大以该型机一阶通过频率kΩ为主，连续谱图如图1所示，红色虚线区域为80-30km/h消速下滑过程 ，明显发现驾驶员处kΩ振动水平大于平飞振动水平，垂向振动量值最大0.47g，见表1，中机身、过渡段、尾端等位置处测点的振动水平未出现明显增大现象。

2 問题分析

直升机的振动水平主要与旋翼的振动载荷及机体的模态特性有关[1]，造成消速下滑振动偏大的主要原因主要有两个方面：直升机消速下滑过程中，旋翼气动力对机身的激励增大，导致机上振动水平相比平飞等稳定状态大;机体结构整体或局部安装动特性不理想会进一步加大机上振动水平。

80-30km/h消速下滑过程中，中机身、过渡段、尾端等位置处测点的振动水平并未出现明显增大现象，分析振动增大与前机身部件安装特性有关，对前机身安装的设备进行检查分析，认为导致消速下滑振动过大的原因可能由观瞄、雷达安装动力学特性配置不合理导致。

为进一步验证观瞄、雷达安装固有频率是否避开一阶通过频率，对观瞄及雷达安装进行模态试验。采用力锤脉冲激励法进行模态试验，获得雷达、观瞄安装结构的主要模态参数，表2所示，试验结果表明：雷达安装结构的固有频率均避开旋翼一阶通过频率kΩ足够远，观瞄安装结构的固有频率21.12Hz未避开旋翼一阶通过频率kΩ，通过模态试验结果分析可以确定，消速下滑振动问题产生的原因为观瞄安装动力学特性配置不合理，导致观瞄安装处明显放大了驾驶员地板的振动水平。

3.2 观模态计算

为进一步进行分析振动问题机理及调频，采用软件patran建立观瞄安装结构动力学模型。为减小计算误差，将观瞄安装处的设备尽量考虑到模型里边，雷达安装在1号梁的顶部，观瞄安装在1号梁的底部，模型主要包括前机身底部构件，采用壳元模拟，连接采用铆钉元模拟。在2号梁处施加X、Y两个方向的位移约束，在1框上施加X、Y、Z三个方向的位移约束。雷达及观瞄的重量、重心简化为集中质量，附加到两者的安装支架上，动力学模型如图2所示。采用Nastran计算。

对比观瞄安装结构动特性试验及计算结果，各阶振型非常一致，由于结构及材料非线性、接触等影响因素，固有频率计算结果与试验结果会出现差别，侧向计算结果比试验结果大约高4.7%，垂向计算结果比试验结果大约高7.7%，通过工程经验，计算结果误差在可允许范围之内，可进一步采用有限元模型进行调频，如图3所示。

4 改进措施及验证

4.1 改进措施

观瞄安装在前隔框、后隔框、1号梁上，1号梁及前隔框未与前机身前缘连接，1号梁截止1框处，其结构呈悬臂梁形式，从计算结果看出观瞄安装结构一阶扭转模态靠近一阶通过频率，根据动力学设计要求，一般要求主要固有频率需避开主旋翼kΩ激励频率足够远。根据结构的分析，需提高观瞄安装结构的扭转刚度，制定的改进措施为在1号梁与2号梁之间增加三角形角盒来增加局部刚度，详细结构如图4所示。

改进后侧向模态的固有频率为28.64Hz提高了28%，根据初始状态动特性试验数据与计算结果差值，更改后观瞄安装结构侧向模态下的频率大约为27.1Hz，垂向模态固有频率为19.6Hz，改进后动特性计算结果避开主旋翼kΩ足够远，满足动力学设计而要求，如图5所示。

4.2 试飞验证

为进一步验证改进措施的有效性，1号梁与2号梁之间增加角盒后在多架次试飞过程中进行了消速下滑试飞科目验证，试飞数据如表3所示，结果表明，改进后80-30km/h消速下滑振动明显减小，垂向振动水平最大0.23g，比初始状态振动水平0.47g减小一倍，同时机组反应消速下滑过程振动现象消失，消速下滑振动问题得以有效解决。

5 结语

本文通过某直升机消速下滑振动问题的分析、解决过程及验证结果表明：直升机机体及机上部件安装的动力学设计是非常必要的，借助动力学设计手段能够快速分析振动问题产生的原因并制定合理且有效的改进措施，同时为后续此类问题的解决提供思路。

参考文献

[1] 航空航天工业部科学技术研究院.直升机动力学手册[M].北京：航空工业出版社，1991.

[2] 张晓谷.直升机动力学设计[M].北京：航空工业出版社，1995.

[3] GJB720A.5-2012.军用直升机强度和刚度规范-振动、机械及气动弹性不稳定性[S].国防科学技术工业委员会，2012.

[4] 胡海岩，孙久厚，陈怀海，等.机械振动与冲击[M].北京：航空工业出版社，1998.