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
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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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