飞机设计中的振动问题

航空发动机整机振动典型故障分析摘要：为解决航空发动机振动引起的设备故障问题，提升飞机的安全飞行系数。

本文立足实际，对航空发动机整机振动典型故障进行解析，提出相关的处理方法。

关键词：航空发动机；整机振动；典型故障引言在航空燃气涡轮发动机设计、生产环节，整机振动是极为严重的问题之一，很多发动机在研究和生产中都遇到过，必须切实解决，才能保证发动机的正常运行，促进航空发动机领域的发展。

有些发动机在研发阶段，就会遇到整机振动问题的影响，其振动超标的问题比较严重，通常占比为1/4—1/3，对于发动机的调试和运行造成不利的影响；有些发动机在投入使用后，由于振动偏大而产生的安全问题，返修率达5%。

振动发生后，极易导致结构的可靠性、安全性不合格，产生较大的经济损失。

整机振动故障的发生原因比较多，复杂性较高，是综合性因素构成的。

因此，深入分析整机振动的发生规律，总结形成原因，采取合理的有效措施解决整机振动的问题，对于航空发动机的研发和应用有积极作用。

本文主要分析整机振动典型故障，结合实际情况总结出解决措施，希望为发动机稳定运行提供帮助。

1转子热弯曲引发的振动故障在国内外的航空发动机研究机构日常工作中，极为重视转子发热的问题，投入的研究力量比较大。

美国空军涡轮发动机机构发布大纲中指出，从符合飞机的战术方面分析，首先要解决的问题就是热启动问题，这已经成为航空发动机研发和应用的重点，并且将挠区转子的启动问题作为研究和试验的重点。

在某航空发动机研发中，多次出现转子发热产生的振动偏大问题。

其振动的特点就是在启动时振动变得非常强烈，超过规定的振动峰值，有些还会导致启动终止，或者出现气压机转子的损伤，或者叶片出现严重的摩擦，导致结构损坏的问题，如果非常严重的情况下，极易导致转子出现掉角、裂纹的问题。

热启动时，转子热弯曲的问题就会出现在发动机停车后，这是系统工作温度相对较高，叶片—轮盘—转轴封闭机匣内，在冷却的过程中。

外部的气流会持续性进入到发动机内部，因为外部气流的温度比较低，发动机内部温度高，热气流会不断的向上移动，而冷气流则会向下移动。

随机振动控制技术在航空航天中的应用航空航天工程是最复杂和关键的工程之一。

传统的动力学分析方法主要考虑各种规律性振动的影响，但不能保证某些形式的无规律性振动不会危及系统的安全和可靠性。

然而，随机振动却是大量出现在实际环境中的，如气动力、弹性力、机械耦合、温度梯度等。

因此，怎样有效地控制随机振动，降低其对航空航天系统的不良影响，是航空航天领域面临的重要问题之一。

随机振动的研究和控制，主要是通过信号处理和控制理论来实现。

目前，随机振动控制技术在结构动力学、航空飞行控制和卫星定位等领域得到了广泛的应用和发展。

结构动力学的随机振动控制结构动力学的研究对象是机体、桥梁、建筑物等大型结构物。

当这些结构物受到外部激励或内部资源的影响时，随机振动就会产生。

长期以来，通过耗散振能和振源设计等方式来控制振动一直是结构动力控制的一项核心任务。

近年来，随机振动控制技术在结构动力控制理论与工程应用中获得了广泛的认可和应用。

主要应用流程如下：1. 采集结构物的振动数据，并建立系统的数学模型；2. 通过信号处理技术，提取出结构物的振动响应特征，并分析其随机振动特性；3. 设计控制器，实现结构物振动的主动或半主动控制；4. 通过实验验证，在相同边界条件下，随机振动控制技术极大地减轻了结构物的振动。

航空飞行控制中的随机振动控制航空飞行控制是随机振动控制的另一个重要领域。

航空飞行控制系统中，飞机在飞行过程中会受到各种稳态和非稳态随机干扰，如风速、气流、剪力、滚转等，这些干扰都会导致飞机的振动和不安全情况。

传统的非线性控制方法难以有效地控制随机振动，但随机振动控制技术可以有效地解决这一问题。

随机振动控制技术通过控制飞机的姿态和空速，在飞行时控制随机振动的力量和方向，从而确保飞机的安全性能。

这种技术可以有效地提高飞行的稳定性和抗干扰能力，确保飞机在恶劣的环境中也能保持稳定，降低飞机的事故风险。

卫星定位的随机振动控制卫星是人类用于探索宇宙和进行远程监测的重要工具。

842022年6月下 第12期 总第384期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview0.引言飞行器执行飞行任务时，在特定工况下气动力影响机体导致仪表板振动过大，影响驾驶员行驶安全及使用舒适性，本文通过对仪表板振动问题进行分析发现仅在特定工况下、低频环境下出现过度振动，原有减振设备无法抵消隔振。

在不改变机上现有设备情况下，以结构加强的形式兼顾人机功效及减振效果，从重量最轻化并兼顾维护性角度设计一种便捷的仪表板减振加强方案。

实现仪表板振动问题的控制，保证仪表板上安装设备的正常使用，为驾驶员提供正常的机上数据，保证全工况下的飞行安全。

1.概述1.1视界要求仪表板是指位于驾驶员视野内，用于安装仪表、电子显示器以及控制装置、灯光信号装置的板件，仪表板面一般应垂直于驾驶员的正常视线，与正常视线的夹角不应小于45°，为驾驶员提供良好阅读数据体验，视界示意如图1所示。

仪表板振动过大，导致设备仪表晃动，影响驾驶员读取设备仪表，也会影响设备的使用寿命。

1.2其他要求根据文献[1-2]中要求：仪表板板件应有足够的刚度。

薄板式仪表板板件四周应有连续的加强边或框架，必要时，在开孔薄弱部位应给以加强。

仪表板允许的最大过载应小于仪表允许的过载值。

根据文献[2-3]中规定：在垂直于空勤组成员视线的任何方向上，空勤组位置处的显示器、仪表和武器瞄准设备的振动水平应符合下述规定：Ⅰ区：振动水平不应超过0.38mm 的位移峰峰值。

根据文献[1]中要求：有减震的仪表板谐振频率不应小于12Hz。

安装在飞机结构上的减震器支架应具有足够的刚度，安装减震器支架的飞机结构部位应具有足够的刚度。

中国民用航空规章关于文献[4]中布局和可见度（f）条款规定：仪表板的振动不得破坏或降低任何仪表的判读性和精度。

图1 视界示意根据以上航标及国军标的要求，航空仪表不仅需满足强度要求，还需控制仪表板振动水平以达到一种适航稳定状态。

直升飞机振动降噪技术的研究直升飞机一直是航空领域的重要组成部分。

但与固定翼飞机相比，直升飞机通常飞行速度较低，而且会产生大量的噪音和振动。

这不仅会影响机上人员的健康和舒适度，而且会对直升机的性能和寿命产生负面影响。

因此，研究直升飞机振动降噪技术已成为目前航空工程领域的热点之一。

1. 振动和噪音的来源在直升飞机的运行过程中，会产生多种来源的振动和噪音，主要包括以下几个方面：1.1 主旋翼振动和噪音直升机的主旋翼是产生升力的关键部件，也是直升机振动和噪音的主要来源之一。

主旋翼会产生的振动和噪音包括旋翼片通过空气产生的气动声、旋翼片的弯曲振动、螺母振动等。

1.2 尾旋翼振动和噪音尾旋翼的振动和噪音主要来自旋翼片和推进器的气流相互作用产生的噪音和振动。

1.3 发动机振动和噪音发动机是直升机的动力来源，但也是造成直升机振动和噪音的重要来源之一。

发动机的振动和噪音会传输到整个飞机结构中，并且对周围环境产生一定的影响。

2. 振动和噪音的危害直升飞机的振动和噪音不仅会影响机上人员的健康和舒适度，而且会对飞机自身的性能和寿命产生负面影响。

2.1 健康和舒适度直升飞机振动和噪音会对机上人员的身体产生影响，特别是在长时间飞行时会引起疲劳、头痛、失眠等不适症状。

这种疲劳现象会对乘员的工作和生活产生负面影响。

2.2 性能和寿命直升机振动和噪音会影响整个飞行器的性能和寿命，包括机身结构疲劳裂纹、位移和弯曲，以及机械元件的磨损和损坏等。

这些问题会影响直升机的安全性、可靠性和飞行维修成本。

3. 振动和噪音降低措施降低直升机振动和噪音的方法主要包括以下几个方面：3.1 设计优化直升机的设计优化是降低振动和噪音的关键。

在设计直升机时，应该考虑各种因素，如飞机结构、气动特性、发动机选择和飞行控制等。

通过充分考虑这些因素，可以在设计阶段最大限度地降低振动和噪音产生的可能。

3.2 材料优化材料的选择和优化对于降低振动和噪音也很关键。

一些新型的材料，如碳纤维和复合材料，具有较低的密度和高的强度，可以在一定程度上提高直升机的性能，并降低振动和噪音的产生。

飞机颤振现象数值模拟近年来，随着飞机工业的不断发展，飞机颤振现象的问题也越来越受到关注。

飞行中的颤振不仅给乘客带来恐慌，严重的颤振还会对机身以及机械设备造成不可逆的损伤。

因此，我们需要对飞机颤振现象进行数值模拟分析，以更好地理解颤振的成因和特性，并寻求有效的解决方案。

飞机颤振的成因主要包括三个方面：结构强度、飞行状态及环境因素。

其中，结构强度是最主要的因素。

在飞行中，飞机机身及其附属物受到的气动力、重力等多种外力的作用，从而在某些特定的频率下产生振动。

这种振动会向飞机的其他部位传递，进而对机身结构造成损伤。

因此，为了避免颤振现象的发生，我们需要对飞机结构强度进行分析和优化设计。

在计算机辅助设计软件的帮助下，我们可以对飞机进行三维建模，并将其纳入数值模拟分析。

通过建立合理的数学模型和仿真分析，我们可以得出飞机在特定频率下的应力分布和振动情况，以此检测飞机的强度和耐久性。

同时，在飞行状态及环境因素方面，我们也应进行充分考虑。

飞机在空气动力学环境下的状态是非常复杂的，因而对飞行过程进行准确的建模和仿真是非常必要的。

通过仿真，我们可以模拟飞机在各种气流和涡流下的流场变化情况，以此来研究飞机在不同气流环境中的耐受性。

除了结构强度和飞行状态外，外界环境因素对飞机颤振也产生着重要的影响。

当飞机遇到强烈的自然过程诸如大风暴和雷击等情况时，其结构会受到很大的威胁。

因此，在设计过程中，应该根据地貌和气象条件来选择适当的飞行路径，以减小或避免飞机遭受强烈的自然过程的影响。

总体上，在解决飞机颤振问题方面，需要针对以上三个方面进行充分的研究和分析。

除了数值模拟分析之外，我们还应该对于飞机的结构设计、飞行规划等方面做出改进和完善。

这样，飞机颤振现象才能得到更好的控制和管理。

在数值模拟的过程中，我们需要采用一些专业的工具和软件。

其中，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）是最为常见的模拟工具。

CFD主要用于描述飞机在流动场中的运动行为，而FEA则主要用于分析飞机受到各种载荷时的应力和变形情况。

振动仿真分析与控制技术在航空航天工程中的应用航空航天工程是现代科技的重要组成部分，其需要依靠高科技手段进行实现和完善，其中振动仿真分析与控制技术的应用十分重要。

振动在航空航天工程中是一个很常见的问题，它对飞机或者飞行器的飞行品质起着很大的影响。

因此，掌握了振动仿真技术，可以更好的了解和控制飞行器在飞行过程中遇到的各种振动问题，更好的保障飞行的安全和顺利进行。

一、振动仿真分析技术的应用振动仿真分析是一种利用计算机技术对工程结构或系统进行振动分析的方法。

它可以利用有限元法、边界元法、模态分析等方法对结构或系统的振动特性进行研究，分析特定工况下工程结构或系统的变形、应力和振幅等信息，预测并评估振动可能造成的影响和危害。

在航空航天工程中，振动仿真分析技术常用于飞机、火箭、卫星等工程结构的振动特性分析，如飞机发动机的振动分析和控制、卫星运载系统的振动分析等。

在飞机发动机的振动仿真分析中，如何设计有效的振动控制策略是非常重要的。

一般来说，飞机发动机的振动可以通过主动控制和被动控制两种方法进行控制。

主动控制是利用外部力学或电子设备来控制发动机振动的一种方法，如利用机电传感器对发动机进行控制；被动控制则采用控制弹性材料等可以控制振动的材料对发动机进行控制。

实际上，目前最常用的方法是采用主动控制的方法，因为被动控制的方法在设计和施工中耗时较长，且成本较高。

二、振动控制技术的应用振动控制技术是一种针对工程结构或系统进行振动控制的技术。

它通过利用材料的分布或者运动方式来控制工程结构或系统的振动，以达到控制振动的目的。

在航空航天工程中，振动控制技术可以用于飞机、卫星等工程结构或系统的振动控制。

一般来说，振动控制技术可以分为三种：第一种是结构阻尼技术。

这种技术可以通过改变工程结构或系统的阻尼来控制振动。

它一般包括两种类型：一种是通过在结构中添加抗振材料，或改变不同材料在结构中的分布，来改变结构的阻尼；另一种是通过将阻尼器安装在结构中，利用液压或机械阻尼器来控制振动。

飞机结构的振动特性分析与减振设计1. 引言飞机是一种复杂的工程系统，其结构在使用过程中会受到各种载荷作用而发生振动。

这些振动不仅会对飞机性能、舒适性和安全性产生影响，也会对乘客和机组人员的身体健康造成潜在威胁。

因此，对飞机结构的振动特性进行分析和减振设计至关重要。

2. 飞机结构的振动特性分析2.1 飞行加速度场的建立在飞机振动特性分析中，首先需要建立飞行加速度场。

飞行加速度场是描述飞机在各飞行工况下所受到的加速度分布的数学模型。

通过飞行加速度场的建立，可以确定飞机不同位置的加速度响应，进而分析飞机结构的振动特性。

2.2 结构模态分析结构模态分析是飞机振动特性分析的重要手段。

通过模态分析，可以得到飞机结构的固有频率、振型和阻尼特性等信息。

这些参数对于评估飞机结构的振动响应和提出减振设计方案非常关键。

3. 飞机结构的减振设计3.1 主动减振设计主动减振设计采用主动控制手段，通过在飞机结构中引入能够感知和响应振动的传感器、执行器和控制算法等，来实现对振动的主动控制和减小。

主动减振设计可以根据振动特性的分析结果，调节控制参数和控制策略，使飞机结构能够实时地消除或减小振动响应，提高飞机的舒适性和安全性。

3.2 被动减振设计被动减振设计通过在飞机结构中引入各种减振装置，如减振器、阻尼器等，来消耗和吸收结构振动的能量，降低振动响应。

被动减振设计不需要外部能源输入，具有成本低、可靠性高等优点，可以在设计初期就通过结构参数的优化来实现减振效果。

4. 结论飞机结构的振动特性分析和减振设计是保证飞机性能和舒适性的重要工作。

振动特性分析可以为减振设计提供准确的基础数据，而减振设计可以通过引入主动或被动减振手段来降低飞机结构的振动响应。

进一步的研究和发展将有助于提高飞机结构的振动控制技术，为飞机的舒适性和安全性提供更好的保障。

机翼振动模态试验与颤振分析1 引言高空长航时飞机近年来得到了世界的普遍重视。

由于其对长航时性能的要求，这种飞机的机翼往往采用非常大的展弦比，且要求结构重量非常低。

大展弦比和低重量的要求，往往使得这类结构受载时产生一系列气动弹性问题，如机翼结构的静气动弹性发散、颤振等等。

这些问题构成飞行器设计和其它结构设计中的不利因素，甚至极为有害，解决气动弹性问题历来为飞机设计中的关键技术。

气动弹性问题又分为静气动弹性问题和动气动弹性问题。

在动气动弹性问题领域中最令人关注的是颤振问题。

颤振现象是气动力、结构弹性力和惯性力三者耦合的结果。

所以颤振的发生与机翼结构的振动特性密切相关。

在对机翼进行颤振特性的数值计算时，颤振计算结果的正确性和精确性取决于机翼各阶固有振动模态的精确性。

真实机翼的固有模态可以通过模态试验测得。

根据颤振数值计算过程的需要，参与计算的各阶模态必须正交，而试验测得的模态并不严格正交，且因为结构阻尼的存在，模态通常为复数。

有一种处理方法是通过取幅值，把各阶模态变为实模态，然后对求得的广义质量阵、刚度阵进行修正，使其变为对角阵从而方便数值计算;另一种方法是直接建立机翼的有限元模型，通过数值计算求得固有模态(满足正交性)，但是计算所得模态的正确性需要通过模态试验进行验证。

在实际工程中，通常采用第二种方法，本文也采用这种方法的思路。

本文研究对象为一个大展弦比平板机翼模型：一块半展长 1 米，弦长0.12 米，厚度1.8毫米的铝板，边界条件为根部固支。

2 模态数值分析有限元模型作为颤振分析的基础，也是试验模态结果正确性验证的重要参考。

另外根据计算所得的各阶主要模态的节线位置，可以确定传感器测量点和激振点的布放位置(尽量将激振点和测量点放置在远离各阶节线的位置，如果正好在某阶节线上，则该阶模态无法激励出或测量不到)。

所以在试验前须根据实际结构建立一个能够充分反映结构质量、刚度特性的有限元模型。

使用Nastran 有限元计算软件进行根部固支状态下的振动模态计算，得到结果如表 1 所示。

航空航天空气动力学技术的气动噪声与振动控制航空航天领域一直是现代科技中最为重要和复杂的领域之一。

在飞行过程中，飞机和其他飞行器所受到的空气力和其他不利因素对其飞行性能和飞行安全产生了非常重要的影响。

其中，气动噪声和振动是较为困扰的问题之一。

本文将对航空航天领域的气动噪声和振动问题进行简要介绍，并讨论目前的一些气动噪声和振动控制技术。

气动噪声和振动是航空航天领域中面临的最重要的问题之一。

在现代飞机设计中，随着航空技术的发展，航空航天器的飞行速度和高度也越来越高。

这不仅要求飞机的设计和制造符合高性能、高可靠性、经济实用的原则，同时也要考虑飞机的噪声和振动问题如何避免影响其性能和舒适度。

飞机的气动噪声和振动是由空气动力学原理产生的。

飞机在飞行过程中，穿过气流时会产生空气动力学噪声。

这种噪声主要由飞机表面的涡旋、气流分离、抖动等产生，常常会通过机身表面传输到驾驶舱，给乘客和机内设备带来明显的噪声和振动。

飞机的机轮和发动机等机件的振动则是由运转过程中的阻力和惯性力产生的。

飞机的气动噪声和振动问题存在较大的挑战，开发高效的控制方式至关重要。

目前，航空航天领域中的控制技术主要涉及噪声控制和振动控制两个方面。

针对气动噪声问题，人们发展了一系列噪声控制方法，其中最常见的是降噪技术。

这种技术针对噪声源采取一系列措施，减少飞机周围产生的噪声。

通常包括降低发动机噪声、减少飞机表面气流的阻力、减少航空器表面涡旋等。

采取这些措施可以显著降低噪声水平。

振动控制方面，现代飞机使用的技术数量和种类非常多。

例如，使用动平衡技术可以减少飞机运转时的振动，使用主动控制技术可以通过在飞机表面增加控制展弦比的方法来控制机身的振动。

还有一些方法，如使用传感器和物理控制器来控制转子，以控制振动和叶轮噪声的发生。

此外，人们还研究了一些新的控制技术，例如基于互补滤波技术的振动控制技术。

这种控制技术通过在机器表面安装传感器和执行器等工具，并检测运动状态进行周密监控，实现对其进行连续、准确的控制。