無軸承旋翼槳轂中心動特性試驗技術研究

劉軍樂，陳愛軍

(中國直升機設計研究所 強度試驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

無軸承旋翼槳轂中心動特性試驗技術研究

劉軍樂，陳愛軍

(中國直升機設計研究所 強度試驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

介紹了國內(nèi)首次進行的無軸承旋翼槳轂中心動特性試驗的過程分析。運用Lms Test.lab軟件模態(tài)分析為手段，同時結合以往相關型號試驗技術分析改進了無軸承旋翼槳轂中心動特性試驗技術。通過改進試驗方法解決了無軸承旋翼槳轂中心動特性試驗的技術難題，為今后無軸承旋翼研制提供了試驗技術儲備，對解決無軸承旋翼直升機地面共振問題打下了良好的基礎。

無軸承旋翼；動特性試驗；地面共振

0 引言

20世紀60年代開始，為了提高旋翼性能以提高直升機的綜合性能，陸續(xù)出現(xiàn)了無鉸旋翼和無軸承旋翼。目前，無軸承旋翼技術已成功應用到BO-108、EC-135、AH-1Z、RAH-66等直升機上，具有結構簡單、零件數(shù)量少、重量輕、可靠性高等諸多優(yōu)點，但其復雜的非線性耦合、運動耦合以及引入的多路傳力結構等，使其技術更加復雜化，分析、預測難度大，所以目前國內(nèi)還沒有無軸承旋翼運用在型號直升機上的先例[1]。602所經(jīng)過多年的相關預研工作，完成了無軸承旋翼直升機的設計研制工作，并通過完成無軸承旋翼槳轂中心動特性試驗，進一步加強對復雜的無軸承旋翼彈性運動耦合規(guī)律的認識，分析機體本身的阻尼以及壞境因素如地面摩擦系數(shù)、剛度對系統(tǒng)頻率的影響，保障國內(nèi)安裝無軸承旋翼直升機的首次安全飛行。

槳轂中心動特性試驗是直升機三大動力學試驗之一。試驗通過機身在起落架上的振動試驗，測量機身—起落架系統(tǒng)的固有振動特性，主要是測量槳轂中心的動力特性—頻響函數(shù)，獲取機身在起落架上振動時槳轂中心的振幅—頻率曲線和相位—頻率曲線，為直升機“地面共振”分析和計算提供依據(jù)，并為后續(xù)直升機試飛提供關鍵試驗數(shù)據(jù)和重要科學依據(jù)，確保直升機地面起降與運轉的安全[2]。對比以往試驗機槳轂中心動力特性試驗，本次無軸承旋翼直升機采用無軸承旋翼、滑撬式起落架，這兩種方式都屬于剛性連接狀態(tài)，會導致機體共振頻率升高，測試信噪比差等問題。同時，滑撬式起落架使得仿升力的模擬控制要求非常精準。這都是無軸承旋翼直升機槳轂中心動特性試驗需要克服的問題。如何克服這些技術難題，然后得出無軸承旋翼直升機槳轂中心動特性試驗的技術特點，以驗證無軸承旋翼在全尺寸試驗機上的應用，是本文研究的核心。

1 試驗分析的理論模型

試驗測試分析的原理模型是建立在模態(tài)分析模型分析軟件上，而模態(tài)分析的理論基礎是在機械阻抗與導納的概念上發(fā)展起來的，模態(tài)分析理論吸取了振動理論、信號分析、數(shù)據(jù)處理、數(shù)理統(tǒng)計及自動控制理論中的有關內(nèi)容，結合自身內(nèi)容的發(fā)展，形成了一套獨特的理論，為模態(tài)分析及參數(shù)識別技術的發(fā)展奠定了理論基礎[4]。自動控制理論中的傳遞函數(shù)(或頻率響應函數(shù))概念的引入，對模態(tài)分析理論的發(fā)展起了很大的推進作用。通過傳遞函數(shù)，可以得到機械結構振動的固有頻率以及機械結構部分的響應變形，而固有頻率和振型一起構成機械的振動模態(tài)。人們把通過測量求取振動模態(tài)并由此進一步分析機械動態(tài)特性的方法稱為模態(tài)分析。

一般結構系統(tǒng)可以離散為一種具有N個自由度的線彈系統(tǒng)，其運動微分方程為：

式中，質量、阻尼、剛度矩陣[M]、[C]、[K]為對稱矩陣，[M]正定，[C]、[K]正定或半正定。[M]、[C]、[K]已知時，可求得一定激勵{f(t)}下的結構響應{x(t)}，方程(1)兩端經(jīng)傅氏變換，可得：

(jω)2[M]{x(ω)}+jω[C]{x(ω)}+

F(ω),x(ω)分別為激振力{f(t)}和位移響應向量{x(t)}的傅氏變換：

令[H(ω)]=(-ω2[M])+jω[C]+[K]-1為傳遞函數(shù)矩陣，則式(2)可以簡化為：

對系統(tǒng)第p點進行激勵并在L、p點進行振型元素拾取，從而對結構上一點激勵，在多點測量響應，即可得到傳遞函數(shù)矩陣中的某一列，進而計算出模態(tài)參數(shù)。

2 試驗方法改進

無軸承旋翼直升機采用無軸承旋翼、滑撬式起落架，這兩種方式都屬于剛性連接狀態(tài)，會導致機體共振頻率升高，測試信噪比差等問題，同時，滑撬式起落架使得仿升力的模擬控制要求非常精準。這一系列的新問題都對傳統(tǒng)測試系統(tǒng)、試驗方法提出了挑戰(zhàn)。本文無軸承旋翼直升機槳轂中心動特性試驗采用定力、定位移激振方式，做到作動筒精準控制無零漂現(xiàn)象；MTS軟件液壓閉環(huán)控制系統(tǒng)，不同以往開環(huán)控制系統(tǒng)具有隨機性、穩(wěn)定性差的問題，閉環(huán)控制系統(tǒng)響應及時，反饋調(diào)節(jié)誤差小。模擬升力卸載子系統(tǒng)通過測力傳感器、橡皮繩組、槳轂假件依次連接模擬直升機實際情況。將直升機放置平穩(wěn)，在槳轂中心處分別沿機身航向和側向進行激勵，在所要求的頻率范圍內(nèi)，采用科學的方法，測得某型無軸承旋翼直升機機槳轂中心處的廣義質量、廣義剛度和廣義阻尼，或在某一常值力幅下的幅─頻曲線和相─頻曲線。頻率步長采用變步長，由粗掃結果確定共振頻率范圍，然后在共振頻率附近進行細掃。測試原理框圖如圖1，試驗結構示意圖如圖2。

3 測試結果的分析與驗證

3.1數(shù)據(jù)分析與對比

采用改進型試驗方法對試驗機進行槳轂中心動特性試驗，通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集數(shù)據(jù)并分析得出測試結果發(fā)現(xiàn)試驗機阻尼值偏低、激振力過小等特點，與常規(guī)旋翼結構直升機的測試結果有較大差異。機體主要技術狀態(tài)見表1，無軸承旋翼與球柔性結構旋翼各個狀態(tài)下航向一階、側向一階試驗數(shù)據(jù)見表2-表5[3]。

表1 機體主要技術狀態(tài)

3.2基于試驗結果的理論假設

由于測試結果跟以往對比存在較大差異，參照以往相同型號的試驗機結合專家多年試驗經(jīng)驗，分析可能導致的原因，提出了三條可能性的理論假設：

1)由于無軸承旋翼直升機的自身特性，改進型無軸承旋翼影響了直升機原來的動力學參數(shù)；

2)試驗機是否符合試驗技術狀態(tài)要求；

3)試驗方法是否適合無軸承旋翼直升機，能不能針對性地提出試驗方法。

表2 無軸承旋翼航向一階模態(tài)參數(shù)

表3 無軸承旋翼側向一階模態(tài)參數(shù)

表4 常規(guī)旋翼結構航向一階模態(tài)參數(shù)

表5 常規(guī)旋翼結構測向一階模態(tài)參數(shù)

對于提出的三條假設我們進行了逐一排查，首先通過試驗相關計算基本排除了無軸承旋翼直升機的自身特性的因素；其次試驗機是否嚴格符合試驗技術狀態(tài)要求，經(jīng)過檢查機身起落架剛度和阻尼器等發(fā)現(xiàn)阻尼器已損壞、激振力過小、載荷傳感器量程偏大等問題，根據(jù)此情況進行了試驗機技術狀態(tài)確認，維修后技術狀態(tài)見表6。

表6 機體維修后狀態(tài)

3.3維修后數(shù)據(jù)分析

在機體其他技術狀態(tài)沒有改變的基礎上，維修無軸承旋翼試驗機后再次進行動力特性試驗，測試數(shù)據(jù)見表7、表8[3]。

表7 維修后無軸承旋翼航向一階模態(tài)參數(shù)

表8 維修后無軸承旋翼測向一階模態(tài)參數(shù)

表2、表3維修前無軸承試驗數(shù)據(jù)比常規(guī)型號激振力在相同頻率下小了整整一個數(shù)量級，與理論計算相差甚遠。通過理論分析改進試驗機狀態(tài)后得出的表7、表8試驗數(shù)據(jù)比較符合實際情況，于是可以得出第一次試驗數(shù)據(jù)有誤的原因是試驗機技術狀態(tài)不符合要求。至此，無軸承旋翼直升機首次動力特性試驗故障得到解決，所以第3條假設不成立，不再驗證。通過本次測試可以得出無軸承旋翼動力特性試驗的激振力和阻尼的一般性規(guī)律，圖3-圖6是無軸承旋翼直升機和常規(guī)型號的對比。圖7-圖10是本次無軸承旋翼直升機和以往試驗在航向和側向的一階頻響函數(shù)的對比。

4 結論

本文通過改進槳轂中心動特性試驗方法得出無軸承旋翼直升機重要動力學參數(shù)，為無軸承旋翼直升機研制提供了試驗技術儲備，同時得出無軸承旋翼直升機槳轂中心動力特性試驗的技術特點和重要動力學性能：1) 無軸承旋翼直升機自身激振力小(100 N～150N)，比常規(guī)型號的(300 N～500 N)偏低；

2) 無軸承旋翼機體動力特性的阻尼參數(shù)一般在2%～4%，相對于常規(guī)型號阻尼參數(shù)偏低；

3) 起落架及阻尼元件損壞對機體動力特性參數(shù)影響極大。

通過本次國內(nèi)首次無軸承旋翼直升機槳轂中心動特性試驗，改進了無軸承旋翼槳轂中心動特性試驗方法，并驗證了新試驗技術的可行、可靠。新試驗技術得出的數(shù)據(jù)可以更準確地描述無軸承旋翼直升機的動力學性能。這是為以后無軸承旋翼研究提供重要的試驗技術儲備，對解決無軸承旋翼直升機“地面共振”問題打下了良好的基礎，保障國內(nèi)無軸承旋翼直升機的首次安全飛行。

[1] Brahmananda P.Dynamic Stability of hingeless and Bearingless Rotor Blade in Forward Flight[C].University Microfilms International,September 1985.

[2] 航空航天工業(yè)部科學技術研究院，編著.直升機動力學手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社出版，1991.

[3] 蘇宏慶，編.全尺寸無軸承旋翼裝直11型機槳轂中心動力特性試驗報告[Z].航空工業(yè)602所，2014.

[4] 李德葆，陸秋海，編.工程振動試驗分析[M].北京：清華大學出版社，2011.

TheStudyoftheHubCenterDynamicTestTechniqueforBearinglessRotorStructureofHelicopter

LIU Junle,CHEN Aijun

(China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China)

This paper described the domestic dynamic test of bearingless rotor process in the first time.By using the Lms Test.lab software model analysis and referring to the relative model test technical analysis,improved the nonbearing rotor structure dynamic test technical.By improving the experimental method solves the technical problems of the hub center dynamic test technique for bearing less rotor structure,we provided the test technical for the coming developing nonbearing rotor structure,and would provide a good bases for solving the ground resonance problem of nonbearing rotor helicopter.

bearingless rotor;dynamic test;the ground resonance

2016-10-24

劉軍樂(1989-)，男，江西上饒人，本科，助理工程師，主要研究方向：直升機振動與抗墜毀試驗。

1673-1220(2017)03-060-05

V216.2

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