直升机扭振系统振动特性分析

直升机扭振系统振动特性分析

当机架升载和地面驾驶时，n（n）是基频的速度，通常由尾轴数如果n（n）倍频繁地变化，则会发生旋转噪声。当畸变锤系统的固有频率接近且接近于激发振动的频率时，系统会产生过大的交变压力，这将导致结构提前疲劳和破坏。此外，它还会导致大倾角振动。这个问题经常出现在我国的延安2号和美国的美国波形-47。随着机枪性能的提高，扭转振动器的第一模态对机枪的动态稳定性有很大影响。在实际升力运动中，旋转推进器系统的固有频率变化也会导致旋转推进器系统固有特征的变化。在大理开发的初期，这些问题需要进行分析、计算和实验。在文献中，我们调查了ch-54和其他机架年气的畸变。主要集中研究机架车和机翼的动态特性。重点是车辆和翼之间的干扰，而不是所有旋转推进器系统的研究。在文献中，基于旋转叶片模型的时间间隔的分析；文献侧重于对传动因素动态特性的研究。在文献中，我们提出了抗逆匹配方法来分析具有旋转和动态能源的畸变振动系统的概念，但没有具体模型和方法。因此，有必要通过分析和发现最敏感的部分对滑动网络系统的影响，改变结构参数，消除共振。特别是对于独立茎叶结构的波幅模型的固有频率，在与动态-横向耦合后的变化以及各种影响因素上。这种联合强制振动管理系统的计算精度取决于原始数据的正确性、测量和实验。本文从某型直升机的数据出发对其旋翼/动力/传动系统的耦合机理建立了特征分析模型和阻抗匹配分析模型,并进行了包括变转速共振图的计算分析以及研究.1基于悬架扭振的旋转轴控制器设计直升机的发动机通过由减速器及传动轴等组成的传动系统驱动旋翼和尾桨形成机械扭振系统.在分析中把机械扭振系统作为线弹性系统处理,不计入系统的各项阻尼.从整体振型的观点来看在系统扭振时引起各片桨叶集合型的摆振运动,也就是只考虑旋翼的集合型振型,而不考虑其前进型、后退型和无反作用型摆振运动.从模态叠加的观点来看,单片桨叶的摆振运动是其各阶摆振模态的叠加,但在分析时一般只考虑其前两阶模态.更高阶的模态由于其占的比重很小可略去不计,也不计入集合型的挥舞运动.对于尾桨部分由于其固有频率很高,因而分析中不计入其弹性变形,将其作为质量盘来处理.对于有大量形状复杂元件的动力/传动系统作当量化处理,功率涡轮及各减速器处理成只有转动惯量而无弹性变形的刚体“质量”.具体处理时,一般将发动机功率涡轮、发动机减速器、主减速器、旋翼桨毂的垂直铰以内部分等均作为集中质量圆盘处理,各传动轴忽略其质量处理成只有弹性变形而无转动惯量.对实际系统各元件的定量分析表明这样处理不会带来明显误差.由于有减速器,整个系统各部分的转速就不一样.为了分析方便,把系统各部分向发动机输出轴处当量化,当量化的原则是使当量化后的动能及弹性变形位能与当量化前相同.不考虑整个传动系统和旋翼减摆器的阻尼、桨叶的气动阻尼,共计入系统的6个自由度为:桨毂固定一阶摆振模态(ξ1)桨毂固定二阶摆振模态(ξ2)桨毂角位移(ϕgu)主减速器角位移(ϕMG)发动机自由涡轮角位移(ϕFT)尾旋翼角位移(ϕTR)在此基础上建立扭振系统分析的简化模型如图1.本文计算所用原始数据如表1.2摆振变形函数摆振的平衡方程为式中,EJξ为桨叶剖面摆振弯曲刚度;ηi为摆振第i阶模态的振型函数;y为摆振变形;m为桨叶单位长度的质量;Ki为桨叶第i阶模态的广义刚度.经计算得到额定转速下的孤立桨叶的摆振一、二阶固有频率分别为3共振危险的确定机械扭振系统的固有特性包括其各阶固有频率及相应的振型.将固有频率与激振频率相对比,就可以确定是否存在共振的危险.通过对振型的分析可以找出该模态主要的运动自由度,从而确定其质量及刚度对该模态固有频率影响最大的元件,用来调整及控制固有频率的设计处理.3.1固有频率和模态振型全耦合扭振系统计入了摆振一阶、摆振二阶、桨毂、主减速器、发动机、尾桨加尾减速器这6个自由度.应用能量理论的Lagrangian方程:式中,T为系统总动能;D为系统总势能;qi为广义坐标.从上述出发推出其数学模型如下:其中,R1=ωξ1;R2=ωξ2.从平衡方程出发经求解程序计算得到额定转速下的固有频率和模态振型如表2.为了便于识别,将正交振型归一化到桨毂处,正负号表示各自由度转动方向的同向或反向.从模态振型中可以识别出6个固有频率分别对应的模态.从计算结果看,耦合以后摆振一阶的固有频率由3.49Hz上升到5.87Hz,摆振二阶的固有频率从27.99Hz上升到32.53Hz;也就是说旋翼与动力/传动系统耦合后对桨叶固有频率产生了较大的影响.一阶摆振模态主要影响直升机旋翼与动力/传动系统耦合的扭振系统的动力稳定性,而二阶摆振模态则容易导致在N倍Ω0激振力作用下的共振.表3是国外几种型号直升机的二阶摆振固有频率在耦合前后的变化情况.从表3可以看出在耦合以后摆振二阶固有频率有下降的也有上升的.而我们的计算结果是上升的,且这种上升的影响较大,在设计阶段必须加以考虑.3.2尾桨对扭振系统的动力稳定性影响由于直升机的设计是从旋翼开始,所以评价尾桨部分对整个扭振系统的振动特性影响就显得很重要.下面我们将尾桨和尾桨轴去除来分析一下扭振系统模态,数学模型的建立方法同3.1.其计算结果如表4.去除尾桨后扭振系统摆振一阶的固有频率由5.87Hz上升到6.56Hz,而扭振系统摆振二阶的固有频率则没有什么变化,也就是尾桨对扭振系统的动力稳定性的影响较大而不可忽略,但对扭振系统的振动特性影响不大.3.3数学模型在设计中如果将尾桨去掉并将主减速器和发动机这2个自由度合并,忽略两者之间的传动轴的影响,这在实际的直升机设计中是很有实际意义的.同3.1方法建立该扭振系统的数学模型,经计算得到合并自由度后的扭振系统模态如表5.从表中可以看出摆振一阶的固有频率进一步上升,而摆振二阶的固有频率依然变化较小.4扭振系统的固有频率在理论方法上将扭振系统从桨毂处分离进行阻抗匹配分析.桨叶部分的平衡方程如下:式中ω为频率.由于桨叶作用于桨毂上的力也就是桨毂作用于桨叶上的力,将以上各项代入桨叶的平衡方程可推导得旋翼部分3片集合型桨叶的阻抗如下式:对桨毂以下部分采用经典的阻抗分析方法,将系统拆分成串联和并联2个系统交连的模型进行阻抗匹配分析后得到阻抗如下式:经求解程序计算后结果如图2、图3.从固有频率上看得到了和特征分析完全一致的结果.旋翼部分的无限间断点对应于孤立桨叶的自然频率,而动力/传动系统的无限间断点对应于桨毂固定后的各阶固有频率,两者的交点就是扭振系统耦合的各阶固有频率.从阻抗图中可以看出,由于耦合的影响摆振一阶的固有频率在孤立桨叶第1个无限间断点的右侧,若要使耦合后的摆振一阶固有频率低于孤立桨叶,就要将桨毂以下部分的阻抗曲线向左移动直致使尾桨的固有频率低于孤立桨叶摆振一阶的固有频率时才会发生.去除尾桨后扭振系统的摆振一阶固有频率有了较大的上升,而摆振二阶固有频率几乎没有变化.从图中看出主旋翼轴刚度的变化也会影响扭振系统耦合的各阶固有频率.5阶频率线与激振力6的点对当转速变化时,离心力刚度发生变化,使摆振一、二阶固有频率发生变化进而使耦合后摆振一、二阶固有频率也发生变化如图4.从共振图上可以看出,孤立桨叶摆振一阶频率线与激振力6Ω的交点在额定转速的7%处,而耦合后两者交点在额定转速的13%处;孤立桨叶摆振二阶频率线与激振力6Ω的交点在额定转速的67%,旋翼轴刚度增加后在68%处,而耦合后两者交点在额定转速的81%,旋翼轴刚度增加后耦合频率在额定转速的84%处;也就是说,耦合后旋翼在转速下降时直升机振动增大,而旋翼轴刚度的变化也会影响共振点,而且对耦合后的影响更大.直升机在起飞与飞行中应避免在耦合后摆振一、二阶频率线与3Ω,6Ω,9Ω交点附近转速处逗留.6耦合过程中重建固有频率的变化本文对某型直升机的旋翼/动力/传动耦合的机械扭振系统进行了建模、计算和分析.从特征分析和阻抗匹配分析的角度进行对比计算分析,所得的固有频率和振型是合理的,从而验证了该系统分析模型的正确性及合理性;进一步揭示了该耦合机械扭振系统振动的物理本质,为型号研制提供了有效的预估其振动特性的分析模型、计算方法和设计控制措施,得到的结论如下:1)第一阶、第二阶集合型摆振固有频率在耦合以后要比耦合前高.一般来说,除非是尾桨轴相当柔软的时候,一阶摆振频率在耦合后不可能低于非耦合情况下的频率.如果动力/传动系统阻抗的第2个无限间断点相当靠近非耦合的二阶摆振频率,那么二阶耦合的摆振频率可能会低于非耦合的二阶摆振频率.当去除尾桨并合并主减和发动机后将会导致一阶摆振频率在耦合前后产生较大的误差,而二阶摆振频率则几乎没有什么变化.主旋翼轴刚度的改变也会影响二阶摆振频率.2)旋翼NΩ激振力作用在