作者：耿丽松, 王泽峰, 杨茜茜, 焦帅克

作者单位：中国飞行试验研究院, 陕西 西安 710089

关键词：直升机;驾驶舱振动;旋翼挥舞;吸振摆锤;飞行试验

摘要：

某型直升机在试飞过程中，驾驶舱的振动在某一过渡速度区域，存在振动水平过大的问题。为定位并解决该问题，首先对直升机振动传递的一般规律进行分析；其次，对该型直升机驾驶舱、旋翼、主减等振动传递路径上的实测振动及载荷参数进行分析，明确造成驾驶舱振动水平过大的旋翼谐波激振力频率为旋翼转速频率的5倍；针对该谐波频率，提出在旋翼挥舞方向增加吸振摆锤的方案，并在型号试飞中实践，最终实现预期的驾驶舱振动水平减振的目的，主桨叶根部挥舞弯矩振动幅值最大减少65%。该方法解决该型号过渡速度区域驾驶舱振动水平过大的问题，也为后续直升机型号飞行试验阶段的振动排振和减振积累宝贵的经验。

A horizontal vibration reduction practice for helicopter cockpit
GENG Lisong, WANG Zefeng, YANG Qianqian, JIAO Shuaike
Chinese Flight Test Establishment, Xi'an 710089, China
Abstract: During the flight test of a helicopter, the vibration level of cockpit is too high in a certain transition speed area. In order to locate and solve the problem, firstly, the general law of helicopter vibration transmission is analyzed. Secondly, the measured vibration and load parameters on the transmission path of the cockpit, rotor and main reducer of the helicopter are analyzed, and the frequency of the harmonic excitation force of the rotor which causes the excessive vibration level of the cockpit is 5 times the frequency of the rotor speed. For this harmonic frequency, a scheme is proposed to add the vibration absorbing pendulum in the direction of rotor flapping, and the engineering practice is carried out by flight test, finally, the expected purpose of horizontal vibration reduction of cockpit is realized, and the vibration amplitude at the root of the main blade is reduced by 65%. This method solves the problem that the vibration level of cockpit in the transition speed region is too high. It also accumulates valuable experience for the vibration elimination and vibration reduction of the following helicopter in the flight test stage.
Keywords: helicopter;cockpit vibration;flapping;vibration absorbing pendulum;flight test
2023, 49(6):16-21  收稿日期: 2021-12-02;收到修改稿日期: 2022-01-27
基金项目:
作者简介: 耿丽松(1996-),男,山西运城市人,工程师,硕士,主要从事直升机强度试飞工作
参考文献
[1] 向锦武, 郭俊贤, 张晓谷. 直升机减振的旋翼桨叶优化设计研究综述[J]. 北京航空航天大学学报, 2001, 27(1): 32-35
[2] 向锦武, 张晓谷. 直升机旋翼桨叶气弹优化减振设计方法[J]. 航空动力学报, 1999, 14(2): 101-103+113
[3] PATT D, LIU L, FRIEDMANN P. Simultaneous vibration and noise reduction in rotorcraft using aeroelastic simulation[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2006, 51(2): 127-140
[4] KODAKKATTU S K, JOY M L, PRABHAKARAN N K. Vibration reduction of helicopter with trailing-edge flaps at various flying conditions[J]. SAGE Publications, 2017, 231(4): 770-784
[5] 田翔, 沈亚娟, 马小艳. 旋翼主动控制技术研究[J]. 中国科技信息, 2019(Z1): 37-44
[6] KIM D, KWAK D, SONG Q. Demonstration of active vibration control system on a Korean utility helicopter[J]. The Korean Society for Aeronautical & Space Sciences (KSAS), 2019, 20(1): 249-259
[7] 庄开莲, 李萍. 国外旋翼主动控制技术研究进展[J]. 直升机技术, 2008(1): 59-64
[8] 林长亮, 夏双满, 张体磊. 刚度可调结构在直升机减振上的应用研究[J]. 振动工程学报, 2019, 32(6): 950-955
[9] 包洋. 直升机敏感设备支撑结构阻尼减振技术研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2012: 27-30.
[10] 贲少愚. 直升机载雷达结构设计关键技术分析与研究[D]. 南京: 南京理工大学, 2011: 35-41.
[11] 林长亮, 王金亮, 张亚军, 等. 直升机振动主动控制技术研究现状[C]// 探索 创新 交流——第六届中国航空学会青年科技论坛文集(上册), 2014: 557-562.
[12] 杨一栋, 袁卫东. 直升机高次谐波主动抑振技术[J]. 航空学报, 1996, 17(5): 55-60
[13] 黄全振, 郭新军, 张洋. 面向结构振动主动控制的压电传感器与作动器优化配置方法[J]. 中国测试, 2020, 46(12): 112-118
[14] 陈实泉. 基于自适应控制的直升机动力吸振器设计[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2013: 46-49.
[15] 张武林, 李小路, 高文涛. 基于振动预测的直升机监控方案设计[J]. 中国测试, 2020, 46(2): 117-123
[16] 黄荣, 王卫刚, 葛志辉, 等. 某型直升机振动主动控制系统飞行测试与减振特性研究[C]// 2019年(第四届)中国航空科学技术大会, 2019: 9-16.
[17] 陆洋, 顾仲权, 凌爱民. 直升机结构响应主动控制飞行试验[J]. 振动工程学报, 2012, 25(1): 24-29
[18] 郑甲宏, 马丁峰, 焦帅克. 直升机旋翼轴载荷测量试飞研究[J]. 中国测试, 2021, 47(4): 152-157
[19] JOHN S, SIMON N. Basic helicopter aerodynamics [M]. Beijing: National Defense Industry Press , 2014: 108-113.
[20] 张晓谷, 管爱平. 直升机动力学[M]. 北京: 航空工业出版社, 1995: 41-45.
[21] 马乐为, 徐赵东. 结构动力学[M]. 北京: 科学出版社, 2007: 52-56
[22] 高燕. 动力吸振器的设计与吸振特性的研究[D]. 广州: 华南理工大学, 2019: 32-34.