第４２卷第３期　２０１０年６月　南　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　京　航　空　航　Ｎａｎｊｉｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　天　大　学　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　学　报　＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ　Ｖｏ１．４２　Ｎｏ．３　Ｊｕｎ．２０１０　

动力吸振器抑制某型飞机平尾振动的设计与试验研究　

魏榕祥　陈国平　黄瑞泉　苏开鑫　

（１．南京航空航天大学飞行器结构力学与控制教育部重点实验室，南京，２１００１６；　２．洪都航空工业集团飞机设计研究所，南昌，３３００２４）　

摘要：某型机在加速到一定速度时，振动剧烈。根据飞行空测数据分析结果看，左右平尾的振动量值较大，且在飞　行员感觉振动强烈的速度时段，分析空测数据，平尾的主要振动能量集中在６８　Ｈｚ附近。这就要求设计一种能够　在该频点下的减振装置。实际中采用翼尖加装动力吸振器，达到减振目的　通过地面试验对吸振器的参数进行选　优，最终通过实际空测结果对比，来确定减振方案。　关键词：动力吸振器；平尾；减振；空测试验　中图分类号：Ｖ２４４　文献标识码：Ａ　文章编号：１００５—２６１５（２０１０）０３—０３０７—０６　

Ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ　ｏｆ　Ｄｙｎａｍｉｃ　Ａｂｓｏｒｂｅｒ　ｆｏｒ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｔａｉｌｐｌａｎｅ　

Ｗｅｉ　Ｒｏｎｇｘｉａｎｇ　，Ｃｈｅｎ　Ｇｕｏｐｉｎｇ　，Ｈｕａｎｇ　Ｒｕｉｑｕａｎ　，Ｓｕ　Ｋａｉｘｉｎ。　（１．ＭＯＥ　Ｋｅｙ　Ｌａｂ　ｏｆ　Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ　ａｎｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　ｆｏｒ　Ａｉｒｃｒａｆｔ，Ｎａｎｊｉｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ，２１００１６，Ｃｈｉｎａ；　２．Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｄｅｓｉｇｎ　ａｎｄ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｈｏｎｇｄｕ　Ａｖｉａｔｉｏｎ　Ｉｎｄｕｓｔｒｙ　Ｇｒｏｕｐ，Ｎａｎｃｈａｎｇ，３３００２４，Ｃｈｉｎａ）　

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎ　ｔｈｅ　ｆｌｉｇｈｔ　ｔｅｓｔ，ｔｈｅ　ｓｔｒｏｎｇ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｏｃｃｕｒｓ　ｔｏ　ａｎ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ａｔ　ａ　ｃｅｒｔａｉｎ　ｆｌｉｇｈｔ　ｓｐｅｅｄ．Ｔｈｅ　ｆｌｉｇｈｔ　

ｔｅｓｔ　ｍｅａｓａｒｅｄ　ｄａｔａ　ｓｈｏｗｓ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ａｔ　ｔｈｅ　ｔａｉｌｐｌａｎｅ　ｔｉｐ　ｉｓ　ｄｏｍｉｎａｎｔ．Ｆｕｒｔｈｅｒ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｍｅａ～　

ｓｕｒｅｄ　ｄａｔａ　ｓｈｏｗｓ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｅｎｅｒｇｙ　ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｓ　ａｔ　ｔｈｅ　ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ　ｐｏｉｎｔ　ｏｆ　６８　Ｈｚ．Ｔｈｕｓ，ａ　ｄｙｎａｍ～　ｉｃ　ａｂｓｏｒｂｅｒ　ｉｓ　ｄｅｓｉｇｎｅｄ　ａｎｄ　ｕｓｅｄ　ｔｏ　ｓｕｐｐｒｅｓｓ　ｔｈｅ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ．Ｇｒｏｕｎｄ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｔｅｓｔｓ　ａｒｅ　ｐｅｒｆｏｒｍｅｄ　ｔｏ　ｄｅ～　

ｔｅｒｍｉｎｅ　ｔｈｅ　ｏｐｔｉｍａｌ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ａｂｓｏｒｂｅｒ．Ｆｌｉｇｈｔ　ｔｅｓｔ　ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ　ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅ　ｔｈｅ　ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｓｕｐｐｒｅｓｓｉｏｎ　ｓｃｈｅｍｅ．　

Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ｄｙｎａｍｉｃ　ａｂｓｏｒｂｅｒ；ｔａｉｌｐｌａｎｅ；ｖｉｂｒａｔｉｏｎ　ｓｕｐｐｒｅｓｓｉｏｎ；ｆｌｉｇｈｔ　ｔｅｓｔ　ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　

某型机在飞行达到一定速度下，飞行员感觉飞　机的振动明显增大，经空测数据分析看出飞行中飞　

机的主要振动产生在平尾处。图１为平尾在飞行段　的速度一频率一幅值图。　

从图１中看出，随着速度的增大，平尾的振动　幅值逐渐增大，并在一定飞行速度下，振动幅值出　

现剧增现象，并且主要振动能量集中在６８　Ｈｚ处。　根据振动控制理论［１］，对于这种频率单一的振动控　

制，动力吸振器是一种可选的被动振动控制方案。　动力吸振器作为一种能有效抑制特定频带范围内　结构振动量级的装置在工程中得到了广泛应用。文　献［２］建立了弹性车体动力学模型，研究了带主动　动力吸振器的车辆运行平稳性及其控制方法。文献　［３－１研究了动力吸振器在舰船电动泵上应用后的减　

振效果，并提出了该种电动泵的维修和安装方法　文献［４］将动力吸振器应用于车辆减振，并研究了　各种参数对动力吸振器减振性能的影响。文献Ｅｓ］　

为某型国产皮卡车设计了一种被动吸振器，有效地　解决了该车振动水平过大的问题。文献［６３联合运　

用进化算法的多目标优化技术与多属性决策方法，　针对有阻尼系统研究了动力吸振器的优化和决策　问题。本文研究动力吸振器的设计和试验，通过在　平尾翼尖处安装吸振器来吸收６８　Ｈｚ处的振动能　

量，达到对平尾减振的目的。　

收稿日期：２００９—１１—１８；修订日期：２０１０—０２—２５　作者简介：魏榕祥，男，研究员，ｉ９６５年６月生，Ｅ—ｍａｉｌ：ｗｅｉｒｘ＠ｓｉｎａ．ｃｏｍ。

　３０８　南京航空航天大学学报　第４２卷　

９　８　７　６　５　４　３　２　ｌ　Ｏ　５０　

图１平尾在飞行段的速度一频率一幅值图　

１吸振器设计原理　

根据平尾结构形式、载荷传递以及安装等方面　的考虑，选择的吸振器主要由平尾翼尖套筒、吸振　质量块及阻尼弹簧圈组成。吸振器结构纵剖面示意　

图如图２所示。　

阻尼弹簧　

平尾套筒　

图２平尾翼尖吸振器结构示意图　

根据平尾减振器的结构示意图，可以将吸振器　

简化为图３所示的力学模型。　

图３动力吸振器力学模型　

图中ｍ　为平尾以６８　Ｈｚ振动时的模态质量，ｋ　

为相应的模态刚度。在　。上激振力ｆ・ｓｉｎｏＪ　ｔ的频　

率为所关心的振动频率。增加的吸振块质量为Ｔｎ　，　吸振块与套筒壁之间的两个橡胶圈简化为并联的　

阻尼器Ｃ和弹簧ｋ　。图３所示的简化两自由度系统　的振动运动方程为　

Ｍ２＋Ｃｘ＋Ｋｘ—Ｆ　（】）　一［０　ｒｎ。　］，ｃ一『ｋ　Ｃ—Ｃ　］Ｌ　——　ｊ　

一『Ｌ志　ｋ—ｋ　Ｊ　一锚　一，　，　ｌ　ｚ，Ｉ　

Ｆ一　）　

求解方程（１），得到主系统的振动幅值　

ｚｘ＿２。一√南（２）　ｚ。一　孺　

式中　Ｐ一（　。一ｄ。）　＋（２　）。　

ａ＝　。口　一（　一１）（　。一ａ　）　

ｂ一２ｇａ（ａ。一１＋　。）　（３）　

式中　

一　一√　

一√　，　一　ｉｒａ２　

一　，、一　，　一一ＣＡ　Ｚｍｚ￣ｏ（４）　口＝一，＝一，‘　＿一　Ｌ４）　（ＵＯ　ｃＵ０’　当Ｉ１＝０．０１４　８，口一１，　∈Ｅｏ，０．２］的主系统响　

府　与炳室　间的芒系加图４所示．　

丑　

图４主系统响应幅值图　

从图４中可以看出，在要减振的频率点的实际　

振动幅值并不为零。而且随着阻尼的增大，减振的　效果反而不好，但是阻尼对新出现的两个共振峰有　

明显的削减作用。所以需要选择合适的阻尼使得新　

出现的两个共振峰和原来的共振点振幅都满足要　求。　

因此，通过地面试验，通过改变减振器的几个　

参数，从中选取减振效果最好的参数组合，然后通　

过装机试验，实测空中飞行数据分析，可以检验吸　

振器的减振效果是否达到设计目标。

　第３期　魏榕祥，等：动力吸振器抑制某型飞机平尾振动的设计与试验研究　３０９　

２试验设计原理　

根据实际情况，动力吸振器可调参数有：吸振　

质量块质量　，阻尼弹簧ｋ　，阻尼系数Ｃ。由于飞机　

减振设计中，阻尼弹簧一般采用成品件，即阻尼弹　簧的参数不可能进行无级调节，同时考虑到平尾的　动力学参数难以准确测定，因此，本文采用试验方　

法来确定吸振器的参数。　

２．１地面试验设计　

地面试验主要用于对吸振器参数的选优。　首先，通过选择合适的激振位置使平尾上的响　

应与实际空测响应走势基本一致，来模拟飞机飞行　过程中所受的激励。　

换用几组不同质量的吸振质量块（减振质量块　

质量　。）与不同牌号的阻尼胶圈（阻尼弹簧）组合，　实现对吸振器的参数调节。试验时对平尾进行扫频　

激励，采集激励信号与平尾的加速度的响应。通过　对激励信号和响应信号的频谱分析，得到响应测试　

点的传递函数。　具体试验步骤可按下述流程实现：　

（１）改变激振位置，选用Ｏ～１００　Ｈｚ的猝发随　

机激励，记录与空测时同样位置点的加速度信号，　

比较不同的激振位置下空测数据与试验数据，找到　

一组试验数据与空测数据走势基本吻合的激振位　

置作为减振试验的激振点，以模拟飞机飞行过程中　的激励源。　（２）在上一步找到的激振点下，进行正弦扫频　

激励，测量与空测测点位置相同点的加速度响应，　经过数据处理，得出原始状态下的扫频曲线，以便　

与后面各种不同参数下的减振效果进行对比。　（３）选用不同质量的吸振质量块和不同牌号的　

Ｏ型密封圈作为吸振器的阻尼弹簧，用与上一步同　

样的方式进行试验。试验重点有：①考察未加阻尼　弹簧情况下质量块对６７　Ｈｚ频率处减振效果；②考　

察同样阻尼弹簧不同质量块的减振效果；③考察相　同质量块不同阻尼弹簧的减振效果。通过比较得到　

减振效果最优的组合。　（４）对所选取的最优组合，用不同大小的正弦　

力进行扫频，探讨不同加速度响应对减振效果的影　响。　根据上述试验步骤，在未加装吸振器时，先进　

行空中激励源的模拟试验。通过改变激振位置，使　

平尾翼尖响应在地面试验时与空测时的趋势基本　

一致。　

图５为未加装吸振器时空测的原始状态频谱　图，图６为试验中所选激励源位置的频谱图。　

１．２　

１・０　

０．８　

０・６　

Ｏ・４　

０．２　

０．Ｏ　ｏ　２０　４０　６０　８０　１ｏｏ　１２ｏ　１４０　

１．２　

１．Ｏ　

Ｏ．８　

０．６　

Ｏ．４　

Ｏ．２　

０．Ｏ　图５原始状态的频谱图　

１７　３７　５７　｛｜Ｈｚ　

图６地面试验中所选激励源的频谱图　

对比两幅图可以看到，频率的主要能量都集中　

在６８　Ｈｚ处，且基本能量峰值基本一致，说明在该　处激励可以代替为空中激励的汇点。　

２．２空测试验设计　飞机飞行高度保持５　０００　ｍ，在平飞段速度逐　

段递增，测量平尾翼尖的加速度响应，及飞行表速　值。进行２个架次试验，对比平尾加装动力吸振器　

前后平尾翼尖加速度响应情况，检验吸振器的减振　

效果。　空测数据利用低通滤波器将信号进行滤波，采　

用分段傅里叶变化方式将时域振动信号转换为频　域信号，并将分段的表速值与其对应，得到表速一频　

率一振动幅值三者的关系。通过吸振器加装前后的　振动测试结果对比，来检验吸振器的减振效果。　

３试验结果与分析　

３．１不加阻尼弹簧时吸振器减振效果　

分别选取６组（Ａ～Ｆ）不同质量棒作为吸振器　

的质量块，考虑到机上的安装，先进行了不加阻尼　

弹簧下的减振试验，考察质量棒撞击套筒下的减振