直升机动力学基础(直升机振动控制-2010-11)
直升机旋翼动力学分析和控制
直升机旋翼动力学分析和控制直升机是一种垂直起降的飞行器，其独特的旋翼结构使其能够在狭小空间内自由飞行和悬停。
然而，直升机的旋翼动力学分析和控制是一个复杂而关键的问题，涉及到飞行力学、结构力学、控制理论等多个学科领域。
本文将就直升机旋翼动力学分析和控制进行探讨。
在直升机的飞行中，旋翼是产生升力和推力的关键部件。
旋翼的动力学行为直接影响到直升机的飞行性能和操纵特性。
旋翼旋转时产生的气动效应和旋翼本身的动力学特性是进行分析和控制的基础。
在分析旋翼动力学时，首先需要考虑旋翼受到的气动载荷。
旋翼在运动中会受到来自空气流动的气动力和力矩的作用，其中最重要的是来自空气流动的升力和阻力。
升力可以提供直升机的升力和推力，而阻力则影响直升机的飞行速度和耗能情况。
其次，旋翼动力学的分析还需要考虑旋翼本身的动力学特性。
旋翼可以看作是由多个叶片组成的弹性结构，而叶片的弹性变形和扭转会影响旋翼的气动性能。
因此，对旋翼的动力学特性进行建模和分析是十分重要的。
对于直升机旋翼的动力学控制，有两个主要的目标：一是提高直升机的控制性能，使其具有更好的操纵特性；二是减小直升机的振动和噪声，提高其飞行的平稳性和舒适性。
在提高直升机的操纵性能方面，主要涉及到对旋翼的位置和姿态进行控制。
其中，对旋翼位置的控制可以通过调节旋翼的扭转角度和桨距进行实现。
而对旋翼姿态的控制可以通过调节旋翼的俯仰角和滚转角来实现。
这些控制策略可以通过对直升机的飞行动作和操纵输入进行解耦和优化来实现。
在减小直升机的振动和噪声方面，主要涉及到对旋翼的振动和噪声进行主动控制。
振动和噪声的产生主要是由旋翼的气动力和结构振动引起的。
因此，通过调节旋翼的气动特性和结构特性，可以有效减小振动和噪声的产生。
此外，还可以通过引入主动振动控制技术，如使用陀螺控制器来实现旋翼振动的主动抑制。
需要指出的是，直升机旋翼动力学分析和控制是一个复杂的问题，仍然存在很多挑战和困难。
旋翼动力学的非线性特性和强耦合性使得分析和控制变得更加困难。
直升机动力学基础(旋翼动力学基础-2011-11)
R 0
mX
2 i
d
r
Ω2
R 0
mX
2 i
d
r
0
可以看出，在同样的条件下
2i 要比同阶
2 i
小，但由于
EJ EJ ，所以同阶频率摆振频率比挥舞频率大。
因此，离心力对摆振固有频率影响减小。
南京航空航天大学直升机技术研究所
★基阶振型
刚体摆振 20
或
lcj
M cj Ω2 I cj
y(0) 0 y'(0) 0 y"(R) 0
南京航空航天大学直升机技术研究所
3）特点： 铰接式： （1y）0 (r0)阶振r 型—是—一刚条体直挥线舞 （2）振型随转速是变化的
铰接式旋翼模态弯矩
南京航空航天大学直升机技术研究所
无铰式：
其一阶振型对应铰接式零阶、二阶振型对应铰接式一阶， 区别在桨叶根部：铰接式根部铰支，而无铰式及无轴承式根 部固支，模态弯矩根部最大。
（1）在桨尖加质量，对离心力刚度产生较大影响， 而桨根影响小；
（2）对广义质量，在振型的波腹处加质量影响大， 而在节点处加质量则没有影响。
把这两者综合起来看：
（1）靠近桨尖的振型节点处加质量，频率有较大 提高；
（2）靠近桨根的振型波腹处加质量，频率有较大 降低。
南京航空航天大学直升机技术研究所
挥舞固有频率的改变与集中质量展向位置的关系
超过5%，所以，铰接式旋翼 0 1.0 ~ 1.04 ,
一般不会超过1.04。
南京航空航天大学直升机技术研究所
桨叶的挥舞固有频率可以认为是由两 部分组成的：
2 i
R 0
直升机振动主动控制技术的研究现状及发展趋势
直升机振动主动控制技术的研究现状及发展趋势咱们来聊聊那个高大上的直升机，它可是咱们空中的明星，飞得高、速度快，可不能有一点儿小问题哦。
说到这，你可能会好奇，直升机在空中飞行的时候，是不是总是那么平稳呢？其实，就像咱们开车，偶尔也得踩刹车、打方向盘一样，直升机在天上飞，也会遇到些小颠簸。
这时候，就轮到我们的“直升机振动主动控制技术”出场了。
咱们得知道，直升机在空中飞行时，由于风力、气流等因素的作用，很容易产生振动。
这些振动要是大了点儿，轻则影响飞行稳定性，重则可能危及到飞行员的生命安全。
所以，研究者们就想了个办法，通过给直升机装上一些“小玩意儿”，让它自己能感觉到振动，然后调整自己的状态，让振动变小，这样直升机就能稳稳当当地飞了。
现在，就让我们一起来瞧瞧这“小玩意儿”到底是啥吧！这个“小玩意儿”其实就是一套复杂的控制系统，它就像是直升机的“大脑”，负责接收来自各种传感器的信号，然后告诉直升机怎么调整自己的翅膀和尾巴，让振动变小。
这个系统可不简单，得靠大量的数据和算法来分析，还得有点小小的“智慧”，才能让直升机飞得又稳又快。
现在，咱们再来看看这个系统的发展趋势。
随着科技的发展，这个系统变得越来越聪明，越来越厉害。
以前，咱们只能手动调节，现在，有了人工智能和机器学习，这个系统可以自动学习，越来越精准地判断振动的大小，然后做出相应的调整。
未来，说不定咱们还能看到更加智能的系统，它们不仅能自动调节，还能预测振动，提前做好准备，保证直升机飞行的安全。
当然了，虽然这个系统越来越厉害，但咱们也不能掉以轻心。
毕竟，直升机的飞行环境复杂多变，有时候一个小小的疏忽，就可能带来大问题。
所以，咱们在使用这个系统的还得好好维护它，确保它的正常工作。
总的来说，直升机振动主动控制技术是航空领域的一项关键技术，它能让直升机飞得更安全、更稳定。
随着科技的发展，这个系统会越来越先进，为咱们的飞行保驾护航。
咱们也要好好学习，掌握这项技术，让它更好地服务于人类的天空之旅。
直升机动力学基础(多自由度系统振动-2011-11)
阻尼影响系数 cij ：第 j 个自由度产生单位速度，其他自由度处的速度为零
3. 质量矩阵的建立
0
Mu f
Mu Cu Ku f
为零时，需要在第i 自由度处施加的力。
质量影响系数 mij ：第 j 个自由度产生单位加速度，其他自由度处的加速度
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
1.
刚度矩阵的建立
(1) 刚度影响系数
考虑一个系统中的两个坐标i和j。沿坐 标j 作用单位位移，而把其它坐标固定，由 此在坐标i上产生的力，就定义为刚度影响 系数 k
ij
南京航空航天大学
Nanjing University of Aeronautics & Astronautics
直升机技术研究所
① 系统不存在线性粘性阻尼时
d T T V ( ) Qi , i 1,, n dt qi qi qi
qi
T
广义坐标
动能
1 n n 1 T mij qi q j qT Mq 2 i 1 j 1 2 1 n n 1 T V kij qi q j q Kq 2 i 1 j 1 2
1 1 1 2 T m1u12 m2u2 J 0 2 2 2 2 1 1 1 2 m1u12 m2u2 m2 (u2 u1 ) 2 2 2 4 m2 2 1 J0 r , = (u2 u1 ) 1 1 V k1u12 k2 (u2 u1 ) 2 2 r 2 2 1 m1u1 m2 (u2 u1 ) V d T k1u1 k2 (u2 u1 ) _________________ 2 ______________
第五章直升机振动及减振技术
第六节 直升机吸振与隔振装置
❖ 动力吸振器 动力吸振器实际上是一个单自由度系统，其固有频率为
频率为 的激a 振 力k /Fm作用于弹簧末端，引起振动位移D，在无阻1 )[1 k
(a
)2 ]
动力吸振器的作用就是用其质量块
的惯性力抵消被吸振结构的激振力。
当设备本身为振源时，安装隔振器的目的是为了减小 传递至基础的力，这样的隔振称为“积极隔振”；当基础 是振源时，为了减小传递给设备的运动而采取的隔振称为 “消极隔振”。目前，稳瞄的隔振研究是为了减小桨毂对 稳瞄的影响，因此属于“消极隔振”的范畴。
根据对被隔振设备、隔振器、支承结构及振动方向的不 同，隔振系统可分为：单自由度隔振系统、多自由度隔振 系统以及多层隔振系统。
❖ 目前用于直升机领域的主动控制技术包括： ➢ 频率调协跟踪式的动力吸振器
➢ 主动升力连杆隔振系统
➢ 高阶谐波控制（HHC）
✓ 作用原理：通过高阶谐波（每转N、N-1和N+1次） 桨距变化来减小旋翼的主要激振力——N阶谐波桨 毂力与力矩。
✓ 方式：一种是通过驱动自动倾斜器不动环来实现； 另一种是分别控制各片桨叶的桨距，作动机构与 旋翼一起旋转，直接驱动与其相连的桨叶的桨距 （IBC）。
单自由度隔振系统是最基本的隔振系统。这种情况下，
被隔振的设备可视为刚体，只考虑单方向的振动，隔振器
的质量忽略不计。隔振系统的隔振效果用隔振系数（传递
系数）或隔振效率 E (1) 100来% 表示。在消极隔振情况下，
若振源为简谐振动
U U0 si，n 隔t 振后传递给设备的振动
振幅为 ，则x0 隔振系数为
➢ 聚焦式隔振系统
直九型机聚焦式隔振系统
直升机旋翼动力学基础-精选文档
★后退型——各片桨叶的相位顺 旋翼转向依次递增2π/k。
y1 A s in t
y 2 A s in t 2 y 3 A s in t
3 y 4 A s in t 2
可以看出，挥舞运动使桨盘平面的倾
m为整数
于是：
R S S cos n T sin n 2 i 0 n i n i
n 1 n 1
Y R2i kS 0 Sn cosn i Tn sinn i
i0 n 1 i0 n 1 i0
k 1
k 1
k 1
=kS 0 kSmk cosmk k Tmk sinmk
旋翼无反作用型
不同的整体振型与机体耦合关系不同：
无反作用型： 与机体没有耦合关系 集合型： 挥舞运动与桨毂中心有垂直运动的机体运 动相耦合；
摆振运动与桨毂中心的扭转运动耦合；
前进型和后退型（周期型）： 挥舞运动与桨毂中心有纵、横向角位移 的机体运动耦合； 摆振运动与桨毂中心有纵、横向水平位 移的机体运动耦合；
三、旋翼整体振型
以上讨论的是单片桨叶的固有特性，但一 副旋翼是由多片桨叶构成的，在研究旋翼动力 学问题时，就必须考虑如何描述整个旋翼的运 动。这时可以用整体振型的概念，特别对旋翼 与机体耦合动力学的研究。 整体振型是指多片桨叶同频率同幅值运动 时，由于相位不同而形成的运动形态。
集合型——各片桨叶同频、同幅而且相位相同的 运动。 旋翼集合型，4片桨叶的振动完全相同，也就是4片 桨叶的振动是同相的，或者说它们振动的相位差为 0或 2π的整数倍。对挥舞振动称“伞形振动”。
设旋翼有k片桨叶构成，第i片桨叶的方位角为：
直升机空气动力学基础--课件
各相似准则数相等，分别代表满足某一相似条件，如试验模 型与事物的：
S数相等——运动相似，M数相等——空气压缩性作用相似， Re数相等——空气黏性力作用相似，Fr数相等——重力场中的作 用相似，Lo数相等——质量惯性力相似，Ca数相等——弹性力相 似，等等。
除非用实物做试验，模型试验中完全相似是不可能的。
只能按试验目的选定最关键的相似准则。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
旋翼模型试验常用的相似准则
几何相似是前提：
桨毂型式及相对尺寸，如铰偏置量等
翼型及其沿径向配置
桨叶片数k、宽度
b(r ) / R ，扭度 D j ( r )，桨尖形状
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
倾转旋翼试验台
南航 “211”国家重点学科建设 “新概念 倾转旋翼飞行器综合试验系统”项目的重 要组成部分。建成了一套能够进行倾转旋 翼飞行器及未来新一代高速旋翼飞行器技 术研究的综合试验系统，拓展了实验室的 研究能力。2006年完成并通过了国家 “211”建设项目的验收。它的建成将为我 国研制倾转旋翼飞行器提供技术基础，并 为武器装备的发展提供技术支撑。
➢力、力矩、扭矩测量试验 如旋翼、尾桨、机身等
➢诱导速度测量试验 如旋翼、尾桨、机身附近诱导速度，桨尖涡等
➢表面压力测量试验 如机身表面、桨叶表面等
➢噪声测量试验 如旋翼噪声、尾桨噪声等 旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
—第八章 直升机空气动力学实验
试验的相似性 试验与实际相似，试验结果才有用。条件：
直升机有关震动频率
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。
直升机的飞行原理与空气动力学基础
直升机的飞行原理与空气动力学基础直升机是一种可以垂直起降的飞行器，它通过旋转的主旋翼产生升力，通过尾旋翼产生反扭力，实现悬停、飞行等动作。
直升机的飞行原理和空气动力学基础主要包括旋翼的升力产生、马力的消耗以及稳定性控制等方面。
首先，直升机的飞行原理是基于伯努利定律和牛顿第三定律。
旋翼是直升机实现升力产生的重要装置，其原理与飞机的机翼相似。
旋翼上表面产生了较快的气流速度，下表面产生了较慢的气流速度，由于伯努利定律，产生了下表面的气压高于上表面，因此形成了向上的升力，从而使直升机能够在空中飞行。
其次，直升机的飞行涉及到马力的消耗。
旋翼的旋转需要马力的输入，主要是通过内燃机或者电动机转动旋翼，从而产生升力。
直升机飞行时，需要克服气流的阻力和重力的作用，因此需要马力来提供足够的推力。
在飞行过程中，直升机需要调整主旋翼叶片的迎角和旋翼的转速，以及尾旋翼的工作状态，以获得不同的飞行形态和速度。
此外，直升机的稳定性控制也是直升机飞行的重要方面。
直升机的稳定性主要通过以下几个方面来保证：1.放样。
即调整主旋翼的迎角和旋翼的转速，使得升力与重力平衡，保持飞行高度稳定。
2.塔臂平衡。
传统直升机通过塔臂实现重心的调整，通过调整塔臂长度和位置，使得直升机在飞行过程中保持稳定。
3.尾翼的设计。
尾旋翼产生的反扭力会使直升机旋转，为了抵消这个旋转力矩，需要通过尾翼进行控制。
尾翼可以变化其迎角和转动方向，以产生不同的力矩，从而控制直升机的稳定性。
总的来说，直升机的飞行原理和空气动力学基础主要涉及旋翼的升力产生、马力的消耗以及稳定性控制等方面。
通过合理地调整主旋翼和尾旋翼的工作状态和角度，以及驱动系统的输入，直升机能够实现悬停、飞行和各种飞行动作。
直升机的研究和发展对于航空事业的进步具有重要意义，它不仅广泛应用于军事领域，也被广泛运用于民用领域，如医疗救援、警务巡逻、旅游观光和货运等。
直升机的飞行原理与空气动力学基础
直升机的飞行原理一般认为，直升机技术要比固定翼飞机复杂，其发展也比固定翼飞机慢。
但随着对直升机空气动力学、直升机动力学等学科认识的不断深化和先进航空电子技术、新工艺等的应用，直升机在近年来也有了很大的发展，直升机的直线飞行最大速度的世界纪录为400．87km／h，是英国“山猫”直升机于1986年8月11日创造的。
除了创纪录飞行，直升机的一般巡航速度在250～350km／h之间，实用升限达4000～6000m，航程达400～800km。
与固定翼飞机相比，直升机存在速度小、航程短、飞行高度低、振动和噪声较大，以及由此引起的可靠性较差等问题。
直升机飞行的特点是：它能垂直起降，对起降场地没有太多的特殊要求；它能在空中悬停；能沿任意方向飞行；但飞行速度比较低，航程相对来说也比较短。
当前，直升机在民用和军用的各个领域都得到了广泛的应用。
特别是在军用方面，武装直升机在现代战争中发挥的作用越来越大。
此外，吊运大型装备的起重直升机以及侦察、救护、森林防火、空中摄影、地质勘探等多用途直升机应用也非常广泛。
2．6．1直升机旋翼的工作原理旋翼是直升机的关键部件。
它由数片(至少两片)桨叶和桨毂构成，形状像细长机翼的桨叶连接在桨毂上。
桨毂安装在旋翼轴上，旋翼轴方向接近于铅垂方向，一般由发动机带动旋转。
旋转时，桨叶与周围空气相互作用，产生气动力。
直升机旋翼绕旋翼转轴旋转时，每个叶片的工作都与一个机翼类似。
沿旋翼旋转方向在半径r处切一刀，其剖面形状是一个翼型，如图2—67(a)所示。
翼型弦线与垂直于桨毂旋转轴的桨毂旋转平面之间的夹角称为桨叶的安装角(或桨距)，以表示，如图2—67(b)所示。
相对气流与翼弦之间的夹角为该剖面的迎角。
因此，沿半径方向每段叶片上产生的空气动力R可分解为沿桨轴方向上的分量F和在旋转平面上的分量D。
F将提供悬停时需要的拉力；D产生的阻力力矩将由发动机所提供的功率来克服。
图2-67直升机旋翼的工作原理旋翼旋转所产生的拉力和阻力的大小，不仅取决于旋翼的转速，而且取决于桨叶的桨距。
直升机空气动力学-第1章
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论
1.2 滑流假定 为做数学推演，须对物理现象 做适当的简化假定：
➢ 滑流：空气无粘性、不可压缩
➢ 作用盘：旋翼是作用盘，产生稳定均布的诱导速度 ➢ 流管：受旋翼作用的气流形成一流管，气流无扭转ຫໍສະໝຸດ 以1 R2 (R)2
2
把 T 无量纲化，且
令
V V0 R
，
1
1 R
得拉力系数 CT 4(V0 1) 1
或
1
1 2
[V0
V02 CT ]
直升机匀速垂直上升中，T = G = 常数， 若V0增大，则流量增大，1 减小。
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论
截取上游、下游各很远处两截面之间的一长段流管，
周围大气压强皆为 P0 ，自成平衡。
由于旋翼激起诱导速度，V1 V0 1 ，V2 V0 2
2.1 由动量定理，单位流量的动量改变等于
所受的同方向外力
（不计空气重力）
m(V2 V0 ) F
根据质量守恒定律，单位流量
m V1S1 V0S0 V2S2
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论 直升机空气动力学基础
第一章 垂直飞行的滑流理论
旋翼动力学国防科技重点实验室 唐正飞
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
－－第一章垂直飞行时的滑流理论
一些悬停试验
旋翼动力学国防科技重点实验室
直升机空气动力学基础
直升机旋翼动力学基础
No Image
可以证明：
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m为整数
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ห้องสมุดไป่ตู้ 于是：
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k 1 k 1
Y R2i kS 0 Sn cosn i Tn sinn i
i0 n 1 i0 n 1 i0
k 1
=kS 0 kSmk cosmk k Tmk sinmk
m 1 m 1
=k(S0 Sk cosk S2k cos2k ...) k(Tk sink T2k sin2k T k ...) 3k sin3
No 方向的合力为： 各片桨叶沿 Image
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当旋翼的各片桨叶 完全平衡时：
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No Image
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旋翼上各阶谐波的气动载荷都会引起桨叶相
应谐波的弹性振动，但从整体振型角度看，只有
激起了集合型、后退型、前进型的振动载荷才能
传给机体。
对于强迫振动，各片桨叶顺旋翼转向依次在
时间上的提前量为2π/k（k为桨叶片数），谐波
阶次为n的气动力在相位上的提前量为2πn/k,
斜，倾斜的桨盘以角速度ω逆Ω转动，在
固定坐标系里桨盘倾斜频率是ω－Ω。
摆振运动则引起了各片桨叶合成重心
的偏移，偏移的重心同样以ω逆Ω转动。
★前进型——各片桨叶的相位顺
旋翼转向依次递减2π/k。
与后退型相似，区别只是在旋转
坐标系中其回转运动是顺旋翼转动，
而在固定坐标系中则以（ω+Ω）运 动。
★无反作用型——各片桨叶之间的 相位依次递增或递减π
直升机动力学基础(单自由度系统振动-2011-11)
运动微分方程 该方程的解为齐次方程和 非齐次方程的一个特解叠加 * 由微分方程关于解的理论， 特解具有如下形式：
mx(t ) cx(t ) kx(t ) f 0 sin t F (t ) f 0 sin t
x(t ) x(t ) x (t )
就会回到平衡位置，没有没有振荡特性。下图 为其典型的时间历程。
三、有阻尼单自由度系统自由振动
3. 临界阻尼（ 1）
此时特征根是一对相等的实根
s1,2 n
如过阻尼的情况类似，这种运动也 按指数规律很快衰减，至多只过平 衡点一次，没有振荡特性。
三、有阻尼单自由度系统自由振动
4. 欠阻尼（ 0 1 ）
式中
2 2 2 n 2 2 n
x(t 0) x0 , x(t 0) x0
3 2n B0 a1 x0 2 (n 2 ) (2n ) 2
a2
x0 n x0
d
B0 [( ) 2 ] d [(n2 2 ) 2 (2 2 ) ]
第 二 章
单自由度系统振动特性
一、概述
1.简谐振动的描述
三角函数表示法：
x(t ) Asin( t )
0
简谐振动三要素：振幅、频率、初相位
一、概述
简谐振动的速度和加速度
x(t ) Asin( t ) u(t ) x(t ) Asin( t 2 ) a(t ) (t ) Asin( t ) x
二、无阻尼单自由度系统自由振动
设其解有如下形式：
x(t ) xe
st
式中 x 和s为常量。将上式带入微分方程
直升机振动主动控制方法研究综述
直升机振动主动控制方法研究综述
王潇;杨一凡;张硕
【期刊名称】《电光与控制》
【年(卷),期】2024(31)5
【摘要】直升机振动问题突出,振动控制技术始终是直升机发展过程中的一项关键技术。
回顾了直升机振动控制技术的研究进展,重点综述了直升机振动主动控制技术。
首先给出了直升机振动控制发展至今的技术分类,简要介绍了直升机振动被动控制技术原理,着重对振动主动控制技术的原理和发展,包括作用于机身结构的主动控制,作用于自动倾斜器的高阶谐波控制和独立桨叶控制,作用于桨叶的主动扭转旋翼、主动后缘襟翼、主动奖尖和微型襟翼等控制进行了详述。
最后展望了直升机振动主动控制技术研究的发展方向和未来趋势。
【总页数】10页(P1-10)
【作者】王潇;杨一凡;张硕
【作者单位】南京航空航天大学航空学院直升机动力学全国重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V275
【相关文献】
1.用于直升机振动控制的主动调谐式吸振器研究(英文)
2.基于误差通道在线辨识的直升机结构振动主动控制研究
3.降低直升机振动水平的桨叶襟翼主动控制技术综
述4.基于频域法的直升机振动主动控制试验研究5.直升机旋翼振动主动控制方法研究进展
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直升机动力学基础(直升机振动控制-2010-11)
南京航空航天大学直升机技术研究所
机体某部位的频率响应及各模态成分
南京航空航天大学直升机技术研究所
2. 直升机减振技术
降低直升机的振动水平要从两个方面着手： 降低旋翼激振力及降低在一定激振力作用下的机体 响应。
最理想的是通过旋翼及机体的动力学设计达到 对直升机的振动要求，这样解决问题付出的代价最 小、最理想。但目前的技术水平往往还达不到这个 程度，还需要采用一定的抑制措施才能满足要求。
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4. 某铰接式旋翼的半径为6米，工作转速为360转/分， 其挥舞铰与摆振铰的轴线重合，且重合点距旋翼的旋转 中心0.2米。设桨叶的质量沿展向均匀分布： （1）求桨叶的挥舞一阶（刚体挥舞）固有频率和频率比； （2）求桨叶的摆振一阶（刚体挥舞）固有频率和频率比； （3）如果在地面上该直升机机体的横滚固有频率为3Hz， 求发生“地面共振”时的旋翼转速。
抬高旋翼 机身附加整流罩 改进桨毂吸振器 安装机体吸振器 改变机体局部刚度 改进乘员座椅 对安定面进行隔振
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直升机界第一次认识到，不能在 首飞之后遇到振动问题时才设法解决， 应该将减振设计作为结构设计的重要 组成部分，必须在研制初期就进行振 动的分析和计算。
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主动减振系统有频率调谐跟踪式动力吸振器、 高阶谐波控制（HHC）系统、主动控制襟翼 （ACF）——包括机械式或智能结构、结构响应 主动控制（ACSR）系统等，而后在当前受到广泛 关注。
ACSR的基本思想是叠加原理：机体的振动是 由旋翼激振力所引起的振动与ACSR系统产生的激 振响应线性叠加而成，而ACSR的功能就是使其和 为最小。其做法是在直升机机体主要模态的非节 点位置用作动力筒施加激振，从而减小机体关键 部位的振动水平。
直升机结构与系统--桨叶锥体及振动分析 ppt课件
➢ 不完善的维护操作也会引起振动，尤其是在传动系统上进行工作时。
• 无论何时将转动部件拆下时，都应将该部件与其相连接或相互安装的其他部件的相对位置标示 清楚，这样当重新安装后原有的平衡状态就能被保持。
➢ 在制造桨叶的过程中，采取了许多技术，最大可能地保证生产出的每片桨叶保持相同，
《直升机结构与系统》
第 03 章 桨叶锥体及振动分析
《直升机结构与系统》 第章 桨叶锥体及振动分析
3.1 振动
简介
➢ 直升机由于转动部件很多，不可避免地存在振动。
• 振动将影响直升机的舒适程度，过大的振动将造成直升机旋转部件及结构的磨损及失效。 • 飞行员和机务维修人员都必须掌握直升机振动的类型和引起振动的原因。
• 不仅能指出振动发生的阶段，如是发生在悬停时还是在飞行过程中等，以及产生振动时 直升机的速度等，还能指出振动产生后对直升机飞行有无影响，如有无造成直升机横向 或上下的摆动等。
精品资料
• 你怎么称呼老师？ • 如果老师最后没有总结一节课的重点的难点，你
是否会认为老师的教学方法需要改进？ • 你所经历的课堂，是讲座式还是讨论式？ • 教师的教鞭 • “不怕太阳晒，也不怕那风雨狂，只怕先生骂我
《直升机结构与系统》 第三章 桨叶锥体及振动分析
节点梁
➢ 如果一条弹性梁的两端系有重物，并做垂直振动运动，在弹性梁上将有一点位置（通常 位于中心）将不发生上下移动，这点就是节点，如图3—3 所示。
《直升机结构与系统》 第三章 桨叶锥体及振动分析
➢ 如果在中心位置上再系上一个 重物，将会出现两个节点，分 别位于两段梁的中心点上。
水平升高。 • 旧式液压阻尼器如果发生液压油气化或者由于渗漏造成液压油减少，也会产生上述影响。
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南京航空航天大学直升机技术研究所 振动响应（气弹响应），以NΩ为主，随谐波次数降低。
南京航空航天大学直升机技术研究所 振动水平随飞行状态而变。激振力在小速度、大速度时较
大，小速度有峰值，振动水平亦然。
南京航空航天大学直升机技术研究所 机体不同部位上，模态特性不同，不同方向、不同频率、振动水 平也不同。
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1.静止在平衡位置上的单自由度系统，已知参数m、
k、c，求其受简谐激振力 f (t ) F sin( k t ) 作用时的 0 m 响应。 2.一直升机主减速器与机身之间隔振弹簧垂直方向 的刚度为k1，起落架在地面滑跑时垂直方向的刚度 为k2。已知旋翼和主减速器的质量为m1，机身质量 为m2，桨叶片数为n，不计阻尼。 （1）当直升机滑跑时，桨毂上作用有垂直方向的 激振力 F1 sin(nt ) ，求机身的稳态响应。 （2）当直升机飞行时，桨毂上作用有垂直方向的 激振力 F2 sin(nt ) ，求机身的稳态响应。
主动减振系统有频率调谐跟踪式动力吸振器、 高阶谐波控制（HHC）系统、主动控制襟翼 （ACF）——包括机械式或智能结构、结构响应 主动控制（ACSR）系统等，而后在当前受到广泛 关注。 ACSR的基本思想是叠加原理：机体的振动是 由旋翼激振力所引起的振动与ACSR系统产生的激 振响应线性叠加而成，而ACSR的功能就是使其和 为最小。其做法是在直升机机体主要模态的非节 点位置用作动力筒施加激振，从而减小机体关键 部位的振动水平。
分析机体动力学特性的目的： 1）为了准确预估直升机振动水平； 2）在机体结构设计时，能得到满意的 动力学特性，从而降低直升机振动水平。 现代直升机设计一般都采用有限元法来 分析机体动力学特性，但由于机体结构十 分复杂，分析难度大，预估的准确度还不 能令人满意。但有限元分析在解决直升机 振动问题上还是发挥着重要作用。
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●直升机吸振及隔振
附加的吸振及隔振装置在直升机上广泛应用， 通常吸振器安装在旋翼上或机体上，安装在旋 翼上是为了吸收（抵消）旋翼激振力，安装在 机体上是为了降低机体某部位的振动水平。 吸振器实际上是一个单自由度的质量——弹 簧系统，如图4-4所示，子系统固有频率 a K / m 。频率为ω的激振力F作用在弹簧 末端,引起振动位移D。当子系统频率 a 等于 激振力频率ω时，该点的阻抗为无穷大。
（3）空勤组和兵员位置，干扰指数的确定： 在给定飞行状态下，在规定的位置上测量或预 估三个方向的振动水平（≤60Hz）； 对结果作频谱分析，将谱分析结果作正则化处 理；对应频率的幅值除以图4-11中对应频率上 的值； 在三个方向正则化之后的频谱中，选取四个最 大峰值，共4*3=12个数值，平方，取和，再开 方。就得到该状态、该位置的干扰指数。
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3.一直升机旋翼桨叶可近似认为是根部铰支的均 质梁，其长度为5m，挥舞方向的抗弯刚度为 5210Nm2，桨叶单位长度质量为4.9kg/m。试求该 桨叶不旋转时前五阶挥舞固有频率。 4.一铰接式旋翼有四片桨叶，其桨叶的某阶扭转 固有频率比在不同整体振型下分别为6.6、4.6和 3.5，试分析这三个固有频率所对应的整体振型。
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武器操纵手的标准〉驾驶员〉兵员 干扰指数突出了垂直方向的振动，特别是低 频； 短时机动容许干扰大； 操纵机构、仪表板、显示器、稳瞄系统（垂 直于人视线方向）的干扰界定： I类状态：振动水平不应超过17.8m/s；II不超 过2.5倍；III类3.0倍。 I类状态：振动水平不应超过0.381mm的位移 峰峰值； II不超过2.5倍；III类3.0倍。 1Rev反映了外场使用因素的重要。
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则需设置两组吸振器。 离心式动力吸振器的主要优点是其固有频率与旋 翼转速成正比，因而旋翼转速变化时仍能保持设定的
阻抗。
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2）安装在机体上的吸振器
此类吸振器一 般用于吸收（抵
消）机体某部位
的局部振动，例
如座舱动力吸振
器。图示为安装 于UH-60A机体上 的动力吸振器。
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其固有频率
a
中心在旋翼激振力作用下以频率ZKΩ振动时，分别有 频率为（ZN 1) 的惯性力对摆锤激振，只要适当选 择r=D－d，使 a (ZN 1)或(ZN 1) ，就可以达
R (D d )
，可以证明，当桨毂
到吸振目的，如果要（ ZN 1) 两个激振力都吸收，
3）直升机隔振系统
隔振系统在直升机上应用得很广泛，除
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
一般设置在主减速器与机体的连接处，把
旋翼激振动力与机体隔离开来的隔振系统
外，还广泛应用于仪表板、发动机、设备、
驾驶员座椅等的隔离。
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聚焦式隔振系统原理图
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动力反共振隔振器（DAVI）的原理图。图4-10是DAVI 在直升机上的布置。
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典型的ACSR的系统框图如下
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可以看出，ACSR主要由三部分组成：作动筒、 控制装置与振动传感器（加速度计），振动传感 器测得的信号输入控制器，控制器再将指令输入 作动筒，最终使测量点的振动水平最小。显然， ACSR取得效果的主要因素在于作动筒与传感器的 安装位置及控制方式。 ACSR的优点是能适应旋翼转速及飞行状态的 变化，而且能同时抑制几个不同频率的振动。 ACSR已在多个型号上应用，减振效果明显。 振动主动抑制技术相对于被动式减振技术， 也称有源控制，即需要消耗能量的作动器，当然
反共振隔振器的工作原理
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反共振隔振器在直升机的布置
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●直升机振动主动抑制技术 主动减振技术是主动控制技术在 直升机减振领域中的应用，由于其减 振的频带范围宽、适应不同的飞行状
态、减振效果明显等优点，因此，具
有很好的应用前景。
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机体某部位的频率响应及各模态成分
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2. 直升机减振技术
降低直升机的振动水平要从两个方面着手： 降低旋翼激振力及降低在一定激振力作用下的机体 响应。 最理想的是通过旋翼及机体的动力学设计达到 对直升机的振动要求，这样解决问题付出的代价最 小、最理想。但目前的技术水平往往还达不到这个 程度，还需要采用一定的抑制措施才能满足要求。
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要准确预估机体某处的振动水平，必须： （1）准确预估桨毂振动载荷 （2）准确预估机体模态 （3）激振力与响应的相位差，响应之间的 相位差 要减小机体某处的振动水平，必须： （1）减小桨毂振动载荷 （2）减小机体响应 （3）调整激振力与响应，响应之间的相位关系
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四、振动标准—过载与干扰指数
过载：单一的振动加速度指标；任何方向、任 何频率成分均不能超标。 干扰指数：美军标ADS27 （1）人体对不同方向、不同频率的振动耐受度 不同。 （2）干扰指数，综合反映了振动对人员完成预 定任务的能力的干扰程度。
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图4-4
动力吸振器原理
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1）旋翼动力吸振器（图4-5）——安装在桨叶根 部用于吸收（抵消）旋翼挥舞面振动，也称为离心摆 式动力吸振器，其固有频率 a 1 R ，适当选择R、r r 就可以使ωa等于激振力频率。
图4-5
桨叶摆式吸振器
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另一种应用较多的动力吸振器是安装在桨毂上的 双线摆吸振器，如图4-6。当桨毂受到旋翼桨毂平面里 激振力的作用时，离心块（摆锤）将绕支点来回摆动 （销孔直径比销子直径大），恢复力由离心力提供。
图4-6
双线摆吸振器
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二、直升机的振动水平
现代直升机的振动水平：0.1g； 喷气式客机的振动水平：0.02g
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1.1971年，UTTAS（通用战术运输直升机）及 AAH（先进武装直升机）项目，美军方首次在 战技指标中提出0.05g振动水平要求。 2.UTTAS：西科斯基公司S-70的军用型YUH-60A； 波音公司的YUH-61A试验机。 3.AAH：贝尔；休斯YAH-64 （休斯-麦道-波 音）。 4.四家竞标公司都无法满足这一要求，军方不 得不将指标更改为0.1g；
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第八章
直升机振动控制
南京航空航天大学直升机技术研究所 §4.1 概述
一、振动引起的不良后果
1. 影响乘员的舒适程度；
2. 降低乘员执行任务时的工作效率，增加 工作负荷； 3. 引起结构的疲劳破坏，降低疲劳寿命； 4. 影响机载设备的使用性能； 5. 降低直升机、系统及设备的可靠性，增 加使用维护的工作量。
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中标的UH-60和AH-64首飞后均遇到大的振 动问题，经过艰苦的努力才满足了这一要求， 这些努力包括： 抬高旋翼 机身附加整流罩 改进桨毂吸振器 安装机体吸振器 改变机体局部刚度 改进乘员座椅 对安定面进行隔振
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直升机界第一次认识到，不能在 首飞之后遇到振动问题时才设法解决， 应该将减振设计作为结构设计的重要 组成部分，必须在研制初期就进行振 动的分析和计算。
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