本文旨在探討直升機主旋翼片（MAIN OTOR BLADES）之橫向、縱向和扭轉自由振動情
形，以及受到空氣負載時之強迫振動情況．
假定主旋翼片末端位置有一翼尖油箱或一火箭推進器，但為求簡易計，在分析中視該
油箱或該火箭推進器為一質點．
本文引用模式分析法（MODAL ANALYSIS MEHTOD）研討加裝翼尖油箱對直昇機 （ SI-
KORSKY H-6 ）旋翼自由振動之影響 ，以及在前進飛行下，空氣負荷對旋翼橫向振動
之影響．
在分析過程中，先根據旋翼之重量分佈曲線，EI值曲線，將旋翼轉換成三段均勻之等
效樑元件，並令每個結點具有六個自由度（三個平移和三個旋轉），以有限元素法（
FINITE ELEMENT METHOD）求出旋翼之質量及勁度矩陣 ，同時旋翼旋轉時的離心力、
端點質量及幾何非線性對質量及勁度矩陣所造成的影響亦列入考慮，再據之求出自由
振動之頻率．
因決定旋翼實際阻尼值有其困難，故本文僅之試誤法（TRY AND ERROR METHOD）求出
較合理之阻尼值，據以求出自由振動之阻尼頻率與模式．
接著考慮等效樑在空氣負荷影響下之強迫振動情形，並依樑之邊界條件及起始條件（
BOUNDARY ANND INITIAL CONDITIONS）求出各結點之位移（JOINT DISPLACEMENTS ）
．
最後根據結點之位移求得旋翼之實際位移方程式，以供旋翼結構設計之參考．
綜合以上之計算結果，吾人可得如下結論：
（一）旋翼旋轉時，由於翼尖質上離心力所作之功使旋翼勁度效應增加，故旋翼旋轉
時之頻率將高於靜止時之頻率．
（二）考慮端點質量時，將因端點質量之增加，使旋翼質量矩陣之值增加，同時亦增
加旋翼勁度，但質量矩陣與旋翼轉速無關，故在高速旋轉時，勁度矩陣之增加比質量
矩陣大，故頻率隨之增加．
（三）考慮幾何非線性時，幾何勁度矩陣使勁度矩陣增加，頻率也困而增大．
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