直升机有关震动频率.pdf

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。七十年代后期已开始研究，目前这一技术在

直升机设计上还未采用。而研究局部结构动力优化的课题却更引人注目。首先确定降低振动

的主要部位是驾驶舱和座舱。通过结构优化模型的动力响应敏感性计算，定出主减速器附近

是敏感元件区域。对这一部位进行结构修改动力计算，可获得较好的减振效果，这实际上是

局部动力优化设计。

三、在旋翼上采取措施减振

旋翼是直升机的主振源，常在旋翼上采用减振措施来减小整个直升机的振动，如采用调

整配重块、加隔振元件、装减振摆、改变翼型等措施。

四、在桨毂上方装设减振装置

在桨毂上方装设有效的减振装置，如双线摆减振器、增速减振器等。我国自行研究的双

线摆振器装在直五直升机上进行验证试飞就收到了一定的减振效果。

五、装隔振装置

在机身与旋翼-传动装置（减速器）之间加装隔振装置来减小直升机的振动水平是采用

最多的方法，这种隔振装置又是减速器与机身的连接元件。

六、高阶谐波控制（HHC）减振

由于直升机的振动主要来源作用在旋翼桨叶上的交变载荷，因此设法降低以致消除传给

机身的桨叶载荷交变分量，是解决直升机振动问题最根本的办法。高阶谐波控制（HHC）

减振就是基于这样一个思路提出来的，其原理是通过输入一个桨距高阶谐量操纵，使得桨叶

在各个方位角上所产生的气动力接近相等，将传给机身的交变载荷分量减至最小。高阶谐波

控制技术的研究已有十余年的历史，并完成了原理性试验，但由于对于不同飞行状态的控制

律的认识尚有距离，控制执行元件还处在研制阶段，至今尚未进入工程应用。

七、结构响应主动控制技术

结构响应主动控制技术是一种全新的减振技术。过去的实用经验表明，被动式旋翼吸振

器是降低旋翼振动载荷的一种有效手段，但其缺点是要付出一定的重量代价，如桨毂吸振器

有的可达1%的起飞重量，而且大大增加了直升机的前飞阻力，被动式吸振器还只能吸收特

定频率的振动。由于旋翼振动特性分析技术和动力学特性设计剪裁技术的提高，采用被动式

旋翼吸振器的机型数量在减少。

将****振隔振概念与现代控制技术相结合，提出了一种新的振动控制方式，这就是结构

响应应主动控制技术。其基本概念是通过一套传感器对所测载荷进行频谱分析，找出主要激

振载荷，用一台微机对测量载荷的频率和幅值，控制电液作动筒产生一个对应的反向载荷，

相互抵消，以达到隔离振动载荷的目的。

1986年英国韦斯特兰直