直升機(jī)抖振分析方法研究

劉忠超

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機(jī)飛行過(guò)程中常會(huì)出現(xiàn)影響飛行員感受的低頻抖振現(xiàn)象，這一問(wèn)題可能由旋翼錐體失調(diào)、動(dòng)平衡不達(dá)標(biāo)，或者飛行員輸入與操縱系統(tǒng)耦合、氣流隨機(jī)激勵(lì)機(jī)體[1]等多種原因造成，其中錐體失調(diào)、動(dòng)平衡不達(dá)標(biāo)等問(wèn)題文獻(xiàn)[2]已有論述并且分析方法成熟。由于難以準(zhǔn)確模擬直升機(jī)飛行的流場(chǎng)，目前還沒(méi)有分析氣流激勵(lì)機(jī)體引起抖振的有效分析方法。

基于飛行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，按傳統(tǒng)分析方法首先確定機(jī)體一階頻率，然后使用時(shí)頻分析技術(shù)跟蹤該頻率隨飛行時(shí)間的變化趨勢(shì)。由于機(jī)體一階頻率與直升機(jī)的起飛重量相關(guān)，需要?jiǎng)討B(tài)調(diào)整該頻率值以保證有效跟蹤抖振特征，工作復(fù)雜度高，工作量較大。此外，傳統(tǒng)方法未進(jìn)行抖振特征與飛行參數(shù)的相關(guān)性分析，不能揭示低頻抖振與飛行姿態(tài)之間的相關(guān)性。文獻(xiàn)[3]提出了一種基于數(shù)據(jù)諧波分析的方法，成功識(shí)別了NH90的尾部振動(dòng)特征，但諧波分析需要提供旋翼轉(zhuǎn)速信號(hào)。

針對(duì)氣流激勵(lì)引起的機(jī)體抖振，本文給出了一種不依賴旋翼轉(zhuǎn)速信號(hào)的分析方法，采用帶通濾波提取駕駛艙的振動(dòng)信號(hào)特征量，并對(duì)側(cè)滑角、指示空速進(jìn)行了相關(guān)性分析。與傳統(tǒng)分析方法相比，本文引入的方法具有簡(jiǎn)便、通用和直觀的特點(diǎn)。

1 氣流激勵(lì)引起的低頻機(jī)體抖振

現(xiàn)象描述：特定飛行狀態(tài)下飛行員感受到直升機(jī)出現(xiàn)間歇性的低頻抖振，且抖振頻率與機(jī)體側(cè)向或垂向一階模態(tài)頻率相當(dāng)。

機(jī)理分析：特定飛行狀態(tài)下，直升機(jī)旋翼或主減速器、槳轂等機(jī)體的尾流恰好作用到尾部結(jié)構(gòu)(斜梁及平尾)，激勵(lì)起機(jī)體一階模態(tài)頻率的振動(dòng)響應(yīng)，而該響應(yīng)以機(jī)頭和機(jī)尾振幅最大，此時(shí)駕駛艙的飛行員就會(huì)有直升機(jī)“抖振”的感覺(jué)。由于尾流的非穩(wěn)態(tài)特性，尾部激勵(lì)時(shí)有時(shí)無(wú)，呈現(xiàn)出隨機(jī)性，飛行員的體驗(yàn)即為間歇性的“抖振”。圖1給出了氣流作用到直升機(jī)尾部以及直升機(jī)一階模態(tài)振型的示意圖。

圖1 脫落渦流及機(jī)體一階振型示意圖

2 機(jī)體抖振分析方法

2.1 分析方法的原則

本文論述的直升機(jī)機(jī)體抖振方法將遵循如下原則：

1)能夠反映飛行員的直觀感受；

2)能夠識(shí)別抖振臨界狀態(tài)的飛行參數(shù)；

3)可通用于不同的直升機(jī)；

4)數(shù)據(jù)處理方法簡(jiǎn)單易行；

5)為避免低頻抖振提供飛行建議。

2.2 抖振信號(hào)分析

駕駛員座椅下方的振動(dòng)傳感器距離飛行員最近，可以作為響應(yīng)點(diǎn)評(píng)價(jià)飛行員的感受。以AC313直升機(jī)為例，其全機(jī)一階頻率為8Hz左右，出現(xiàn)低頻抖振時(shí)，振動(dòng)數(shù)據(jù)的FFT分析表明一階頻率振幅異常放大(圖2)，即抖振的頻率與機(jī)體一階頻率相同，機(jī)體一階頻率可以作為低頻抖振的特征。由于最小和最大起飛重量下的直升機(jī)一階頻率存在較大的差異(10%左右)，且機(jī)體一階頻率一般包含在[1.3P 2P]的區(qū)間，1P為旋翼轉(zhuǎn)速基頻，擬選取振動(dòng)信號(hào)帶通濾波后的有效值作為低頻抖振的特征量Y。圖2給出了振動(dòng)信號(hào)的頻譜圖以及振動(dòng)信號(hào)的包絡(luò)圖，圖3給出了振動(dòng)信號(hào)的帶通濾波曲線，圖4給出了傳統(tǒng)的頻率跟蹤方法與本文提出的特征量Y的對(duì)比曲線。

圖2 抖振頻譜圖和低通濾波包絡(luò)圖

圖3 帶通濾波曲線

圖4 傳統(tǒng)方法與本文方法計(jì)算的特征量曲線

由數(shù)據(jù)處理結(jié)果(圖4)與振動(dòng)濾波信號(hào)(圖3)對(duì)比可知，本文提出的方法相比傳統(tǒng)方法更能反映抖振特征的細(xì)節(jié)。圖3的每一個(gè)峰值在圖4下方的圖中均存在對(duì)應(yīng)峰值，兩者的曲線波動(dòng)性基本一致，且Y最大值出現(xiàn)的時(shí)刻與飛行員反映抖振的時(shí)刻符合性很好。同時(shí)，計(jì)算Y僅需要確定旋翼1P即可，適用于不同直升機(jī)。故本文提出的分析響應(yīng)信號(hào)方法可以滿足原則1)、2)和3)。

2.3 飛行參數(shù)影響分析

2.2節(jié)給出了振動(dòng)信號(hào)特征量Y的提取方法，本節(jié)將討論側(cè)滑角α、指示空速Vi與Y的相關(guān)性。統(tǒng)計(jì)AC313直升機(jī)多架次試飛數(shù)據(jù)，給出側(cè)滑角、指示空速與Y的曲線圖。其中側(cè)滑角取值范圍為-20°≤α≤ 20°，指示空速取值范圍為80km/h≤Vi≤240km/h。Y與α、Y與Vi的關(guān)系曲線見(jiàn)圖5和圖6。

1)由圖5可知，Y與α相關(guān)性較強(qiáng)，α從-20°增加到20°的過(guò)程中，Y值從0.18g持續(xù)減小到0.04g左右。Y值在α<0°時(shí)顯著大于α>0°時(shí)，對(duì)AC313直升機(jī)而言，左側(cè)滑為正，右側(cè)滑為負(fù)，即左側(cè)滑抖振更大。

2)由圖6可知，Y與Vi的相關(guān)性明顯弱于與Y與α的相關(guān)性，僅在80km/h和160km/h時(shí)Y值增加，80km/h≤Vi≤240km/h，Y最大值出現(xiàn)在160km/h附近，此時(shí)疊加α<0°將加劇抖振的程度，Vi≥180km/h后Y值減小且穩(wěn)定，不隨Vi的增加而增大。

通過(guò)統(tǒng)計(jì)分析試飛數(shù)據(jù)，從多個(gè)飛行參數(shù)中明確了側(cè)滑角α與Y的強(qiáng)相關(guān)性，并給出a與Y的關(guān)系曲線，滿足2.1節(jié)原則2)和5)的要求。

圖5 α與Y的關(guān)系曲線

圖6 α=0°時(shí)Vi與Y的關(guān)系曲線

3 應(yīng)用

3.1 直升機(jī)狀態(tài)

某型直升機(jī)以AC313為原型機(jī)研制，兩型機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)差異較大，其他配置基本一致。選取該型機(jī)兩個(gè)不同配置狀態(tài)的飛行架次，分別以架次1和架次2標(biāo)識(shí)，其中飛行員反映架次1抖振，架次2未出現(xiàn)抖振。直升機(jī)狀態(tài)及Vi、α見(jiàn)表1。

表1 飛行狀態(tài)表

3.2 數(shù)據(jù)處理和分析

駕駛員座椅地板處的振動(dòng)傳感器能夠直接反應(yīng)飛行員的抖振感受，故使用該處數(shù)據(jù)計(jì)算抖振特征量Y，測(cè)試系統(tǒng)采樣率為1024Hz，旋翼1P=5.65Hz，帶通濾波通帶設(shè)置為[7.35 11.3]Hz，通帶頻率范圍包含側(cè)向一階頻率(9.3Hz)。按本文所述方法計(jì)算Y值，并繪制了Y、α和Vi隨時(shí)間的變化趨勢(shì)曲線(見(jiàn)圖7和圖8)。

由數(shù)據(jù)處理結(jié)果可知，架次1在時(shí)刻1535s-1600s和1800s-1870s，Y值增加到0.1g，瞬態(tài)最大值為0.23g，其他狀態(tài)Y的穩(wěn)態(tài)值均不超過(guò)0.05g。Y值最大值出現(xiàn)時(shí)，α穩(wěn)定在-16°左右；架次2僅在1674s-1678s出現(xiàn)一個(gè)瞬態(tài)峰值0.12g，此時(shí)α值落在-4°～-7°之間，其他狀態(tài)Y穩(wěn)態(tài)值均不超過(guò)0.05g。另外，分析表明與α相比，Vi對(duì)Y值的影響居于次要位置。

架次1和架次2的振動(dòng)及飛行參數(shù)分析結(jié)果與第3節(jié)所述方法符合性較好，并與飛行員感受基本一致，表明了本文所述方法的有效性和通用性。

圖7 Y隨時(shí)間變化曲線

圖8 Y、α和Vi隨時(shí)間變化曲線

4 結(jié)論

本文提出了一種利用駕駛艙振動(dòng)信號(hào)識(shí)別低頻機(jī)體抖振的新方法，并進(jìn)行了飛行參數(shù)與抖振之間的相關(guān)性分析。本文提出的方法可以：

1)有效地識(shí)別直升機(jī)氣流激勵(lì)引起的低頻機(jī)體抖振。

2)用于分析飛行參數(shù)與抖振的相關(guān)性，識(shí)別引起抖振的關(guān)鍵飛行參數(shù)，并指導(dǎo)飛行與定位抖振原因。對(duì)AC313直升機(jī)而言，側(cè)滑角是引起抖振的主要參數(shù)，側(cè)滑角大于0°飛行，飛行員感受更舒適。

3)將振動(dòng)數(shù)據(jù)量從每秒1K字節(jié)精簡(jiǎn)到每秒幾個(gè)字節(jié)，大大壓縮了數(shù)據(jù)存儲(chǔ)容量，便于形成直升機(jī)狀態(tài)監(jiān)測(cè)的指標(biāo)。