陈　爽，张承志，李春萍

(空军航空大学 飞行基础训练基地，吉林 长春 130022)



简谐激励作用下飞机减振问题的分析和仿真

陈爽，张承志，李春萍

(空军航空大学 飞行基础训练基地，吉林 长春 130022)

摘要：基于振动理论和SIMULINK制作了动态仿真系统，讨论了简谐激励作用下飞机可能产生的受迫阻尼振动响应，包括飞机受迫振动动力学系统的建模、系统参量的变化和导致的振动效果，研究了简谐激励作用下飞机减振原理，包括隔力和隔幅减振、对振动的动态过程进行了仿真，并将仿真实验结果和振动理论分析结果进行了对比分析.

关键词：受迫振动；飞机振动；振动隔离

机械振动是大学物理中的重要内容[1-3]，相关理论和实验在工程实践中，特别是在飞行器振动问题研究中有重要应用. 飞机振动发生有许多原因[4-8]，如：发动机在某些转速下，由于转子的不平衡对发动机的激励可能引起发动机振动，并将这种振动传递给机体；飞机外挂的气动扰流，特别是开放式武器舱的气动扰流和噪声共振；某些典型结构，如舵面、平尾、垂尾、腹鳍等，由于受到扰流的作用会引起随机振动响应；飞机的机动飞行、着陆滑行等也会引起振动. 在整个飞行过程中，飞机上的某些部位会始终处于强噪声环境中，飞机的某些薄板结构会由于这些噪声激励导致振动而产生疲劳，引起铆钉松动，严重时甚至会引起蒙皮撕裂. 在工程上，对于正常工作的系统不允许出现强烈的振动，或出现共振现象. 一旦出现强烈的振动，将损坏系统的使用寿命，以致造成事故. 飞机在飞行过程中也要避免共振和强烈的振动情况出现，因为强振动将影响仪表的正常工作及乘员的舒适性. 总之，解决飞机振动问题才能保证飞机的安全性、可靠性和舒适性. 飞行振动预计一直是振动工程领域的一个技术难题[9-10].

本文采用理论分析和仿真实验相结合的方式，重点预计简谐激励作用下系统可能产生的受迫阻尼振动响应和减振问题. 简谐激励为最基本的激励形式,因为一般激励可以用傅氏变换展开为各种不同频率的简谐激励的叠加；并且在工程上许多实际激励可近似地认为是简谐激励. 减振是研究物体之间振动传递的问题. 在一个物体(振源)和另一个物体(部分结构)之间配置一定刚度的弹性元件和阻尼元件组成的隔振器，可以按目标要求降低所传递的振动幅度. 作用在飞机系统上的激励基本上有2类：力激励和位移激励. 因此，飞机减振方法也主要有隔力和隔幅2类.

1简谐激励作用下飞机产生的受迫振动响应

1.1简谐力激励

以对发动机振动隔离为例. 发动机隔振安装设计需要建立发动机(振源)+隔振器+飞机结构(振动基础)的力学模型，进行动力计算分析，完成隔振安装的布局设计. 其原理结构如图1所示.

图1　发动机隔振安装系统的力学模型

图中c是阻尼器的阻尼系数，ω是简谐激励的频率，简称为激励频率，F0是简谐激励的幅值，m是重块的质量，k是弹簧的颈度系数，x为振动位移. 系统受到简谐激励f(t)=F0sinωt作用时，系统的受迫振动微分方程是

(1)

(2)

根据式(2)，可以得到简谐力激励下的绝对运动传递率幅频特性曲线,如图2所示.

图2　绝对运动传递率幅频特性曲线

由图2结果分析可知：

1.2　位移激励

在许多工程场合中，基础的位移变化会引起其上设备的振动，例如固定在飞机上的仪表由于飞机结构的振动而引起仪表振动，此外还有系统产生强迫振动的原因是由于支承点的运动. 可以用机体与特设、仪表之间配置合适的弹性元件以降低特设和仪表的振动，或者在支承点处配置合适的弹性元件以达到减振目的，这就是第二类隔振，即隔幅. 位移激励条件下飞机振动系统的力学模型原理图如图3所示.

图3　隔幅系统振动力学模型

振源产生振动Y0sinωt,若系统与振源之间是刚性连接，则系统与振源一起作相同的振动. 现在系统与振源之间加上减振器，对它的分析是基础简谐激励下的响应分析.

(3)

同样引入特性参量ωn和阻尼比ζ，则方程(3)可改写为

(4)

(5)

其中:g是重力加速度，取g=9 800 mm/s2. 由式(5)得到的结果如图4所示.

图4　隔振设计曲线

在实际工作中，知道振源的振动频率，确定系统隔振要求T，应用式(5)或查曲线，可计算出系统在减振器弹簧上的静伸长δst，然后按照手册选用标准减振器，或专门设计. 由图4可知当某飞机特设部件要与发动机的振动隔离，发动机的工作频率为5~30 Hz，若要隔离10%~90%以上的振动，隔离器的静变位的选择. 例如：发动机工作频率为1 500~2 200 n/min，要求隔离90%的振动，则稳态响应情况下隔离器的静变位应为≥4.4 mm. 再如，假设飞机滑行中前轮先着地而后轮悬空，滑行中前轮轴有上下运动Y0sinωt，则机身就会产生一定幅度的上下运动. 若飞机的质量为3 000 kg，起落架的弹簧的劲度系度k=300 kN/m，黏性阻尼系数c=6 000 N·S/m，若滑行中ω=30 rad/s，Y0=10 cm，此时隔振可以达到约14.5%，则机身上下运动的幅度将为2.9 cm.

2基于SIMULINK的仿真减振实验研究

图5　基于SIMULINK的振动实验框图

(a)无外界驱动时的阻尼振动(ω=0；ζ=0.1)

(b)系统受到的简谐激励f(t)=F0sin ωt (F0=20；ω可调)

(c)阻尼系统受到简谐激励作用达到共振1)

(d)隔振结果=3)插图为部分时域图的放大结果

3结论

参考文献：

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[责任编辑：尹冬梅]

Analysis and simulation of airplane vibration isolation under

simple harmonic excitation

CHEN Shuang, ZHANG Cheng-zhi, LI Chun-ping

(Flight Training Basic Base, Aviation University of Air Force, Changchun 130022, China)

Abstract:Based on vibration theory, Matlab and its SIMULINK platform, the possible responses of an airplane in damped oscillation state and excited by a periodic driving were discussed, including the modeling of the dynamic system, the vibrational effects caused by the change of system parameters. The methods to realize airplane isolation from vibration under simple harmonic excitation, including force isolation and displacement isolation were also discussed. The vibrational processes were simulated by SIMULINK, and the simulated results were compared with that obtained by the theoretical analysis.

Key words:forced vibration； airplane vibration； vibrational isolation

通讯作者：李春萍(1965-),女，吉林长春人，空军航空大学飞行基础训练基地教授，博士，研究方向为飞行器振动.

作者简介：陈爽(1995-)，男，重庆人，空军航空大学飞行基础训练基地第56期学员.

收稿日期：2015-08-21；修改日期：2015-12-11

中图分类号：O321

文献标识码：A

文章编号：1005-4642(2016)02-0018-05