基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動(dòng)平衡分析及監(jiān)控方法

段 剛，張義濤，鮑志澤，朱光明

(1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.陸軍裝備部航空軍事代表局駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

控制直升機(jī)旋翼工作狀態(tài)的主要參數(shù)是旋翼槳尖的運(yùn)動(dòng)軌跡，習(xí)慣稱(chēng)之為旋翼錐體、旋翼的動(dòng)平衡，直升機(jī)的振動(dòng)能一定程度上反映旋翼動(dòng)平衡情況[1]。在旋翼制造階段，雖然對(duì)其所使用的各種材料、工裝、工藝過(guò)程等進(jìn)行了嚴(yán)格控制，并且在槳葉制造完成后，還需要進(jìn)行質(zhì)量控制和動(dòng)平衡檢查，但在旋翼裝機(jī)以后還是難以保證數(shù)片槳葉各種特性的一致。這種不一致性導(dǎo)致直升機(jī)的振動(dòng)環(huán)境變壞，而且隨著飛行狀態(tài)的不同,影響情況也不一致，在高速飛行時(shí)情況更為嚴(yán)重?，F(xiàn)在一般直升機(jī)的不可超越速度是由槳葉承受的交變載荷和直升機(jī)的振動(dòng)水平限制的。

目前我國(guó)所需要的旋翼錐體測(cè)量設(shè)備一直依靠進(jìn)口，價(jià)格昂貴且數(shù)量不足。直升機(jī)在使用中，旋翼、尾槳的動(dòng)平衡檢查也常因缺少測(cè)量設(shè)備而被省略。這樣就很難將直升機(jī)調(diào)整到最佳技術(shù)狀態(tài)。其結(jié)果不但降低了直升機(jī)的飛行性能，同時(shí)給直升機(jī)的飛行安全增添了隱患。本文介紹了一種新的旋翼動(dòng)平衡分析及實(shí)時(shí)監(jiān)控途徑，測(cè)試結(jié)果滿足動(dòng)平衡分析及實(shí)時(shí)監(jiān)控要求。

1 動(dòng)平衡對(duì)飛行安全的作用及測(cè)試現(xiàn)狀

1.1 旋翼動(dòng)平衡測(cè)量對(duì)飛行安全的作用

旋翼錐體及動(dòng)平衡檢查的目的是將旋翼產(chǎn)生的振動(dòng)水平控制在一定的范圍內(nèi)，以滿足全機(jī)的振動(dòng)水平要求，因此直升機(jī)動(dòng)平衡動(dòng)態(tài)測(cè)試和監(jiān)控對(duì)于直升機(jī)飛行安全具有重要意義。

圖1為某型直升機(jī)旋翼動(dòng)平衡值出現(xiàn)三次階躍。對(duì)三個(gè)試飛階段的載荷、振動(dòng)進(jìn)行重復(fù)性檢查發(fā)現(xiàn)，故障期間尾槳系統(tǒng)旋翼動(dòng)平衡對(duì)應(yīng)振動(dòng)幅值明顯提高。

圖1 某型直升機(jī)旋翼動(dòng)平衡值故障期間振動(dòng)情況

1.2 旋翼錐體動(dòng)平衡測(cè)量及現(xiàn)狀

直升機(jī)旋翼動(dòng)平衡包括旋翼動(dòng)平衡和尾槳?jiǎng)悠胶?，而相比之下旋翼的?dòng)平衡情況比較復(fù)雜，尾槳的動(dòng)平衡情況要簡(jiǎn)單一些。因此，在下面的敘述中，著重探討旋翼動(dòng)平衡。

旋轉(zhuǎn)機(jī)械的重量不平衡在機(jī)械運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)將產(chǎn)生1次/轉(zhuǎn)的振動(dòng)，振動(dòng)參數(shù)可以用振動(dòng)速度或振動(dòng)加速度的幅值和相位來(lái)表示。

由于旋翼動(dòng)不平衡產(chǎn)生力，無(wú)法在靠近旋翼根部的槳轂上布置振動(dòng)傳感器測(cè)量，而是在機(jī)身特定部位安裝振動(dòng)傳感器。不平衡力從槳葉傳至機(jī)身的特定位。振動(dòng)傳感器感受的振動(dòng)幅值和相位受到旋翼系統(tǒng)、機(jī)身結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)響應(yīng)以及測(cè)量系統(tǒng)傳遞函數(shù)的綜合影響。同時(shí)，直升機(jī)在飛行中，旋翼、尾槳產(chǎn)生的氣動(dòng)力以及發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)等振源，將信號(hào)一起傳給了振動(dòng)傳感器。為此，為了準(zhǔn)確得到旋翼動(dòng)平衡的數(shù)據(jù)，需要從振動(dòng)傳感器感受的頻率成分豐富的振動(dòng)信號(hào)中不失真地提取標(biāo)稱(chēng)動(dòng)平衡情況的信號(hào)。有許多方法對(duì)所測(cè)量的振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行處理，包括模擬和數(shù)字濾波，以及采用FFT的方法。

目前，旋翼動(dòng)平衡檢查設(shè)備采用Vibrex2000。旋翼主槳葉和尾槳葉的轉(zhuǎn)速信號(hào)用光電傳感器采集。將光電傳感器分別安裝在主減和尾減整流罩上，光電探頭朝向主槳葉、槳轂或尾槳葉；同時(shí)，在基準(zhǔn)主槳轂(黃色)和基準(zhǔn)尾槳葉(黃色)上粘貼反光紙；轉(zhuǎn)動(dòng)旋翼，光電傳感器掃射到反光紙，從而感應(yīng)到旋翼轉(zhuǎn)速信號(hào)。旋翼主槳葉水平振動(dòng)傳感器安裝在主減上,垂直振動(dòng)傳感器安裝在前駕駛艙地板上。尾槳葉振動(dòng)傳感器安裝在尾減上。除此之外，還要在主槳葉槳尖安裝打錐體的靶標(biāo)。目前的旋翼動(dòng)平衡測(cè)試手段存在設(shè)備昂貴，測(cè)試過(guò)程繁瑣等問(wèn)題，無(wú)法滿足直升機(jī)飛行動(dòng)平衡動(dòng)態(tài)測(cè)量和監(jiān)控的需求。

2 基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動(dòng)平衡分析及監(jiān)控

2.1 慣導(dǎo)系統(tǒng)

慣導(dǎo)系統(tǒng)一般用于配合激光慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，為載機(jī)航路管理、組合導(dǎo)航系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)等提供位置、速度、加速度、姿態(tài)、航向、角速度及自動(dòng)駕駛儀操縱信號(hào)等信息，具有地面正常對(duì)準(zhǔn)、快速對(duì)準(zhǔn)和動(dòng)基座傳遞對(duì)準(zhǔn)能力。

撓性捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)由慣性測(cè)量部件和磁航向傳感器組成。

2.2 基本方案

本文提供的基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動(dòng)平衡方法主要包括：

1) 慣導(dǎo)系統(tǒng)，除用于導(dǎo)航外，還作為旋翼動(dòng)平衡傳感器，用于獲取關(guān)于旋翼轉(zhuǎn)速1Ω振動(dòng)(旋翼動(dòng)平衡)的原始數(shù)據(jù)。

2) 通過(guò)系統(tǒng)總線將數(shù)據(jù)送至綜合顯示處理機(jī)或其它處理機(jī)，在處理機(jī)進(jìn)行時(shí)頻轉(zhuǎn)換。本系統(tǒng)至少包含有一個(gè)動(dòng)平衡數(shù)據(jù)處理模塊，用于接收慣導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)來(lái)的數(shù)據(jù)，對(duì)接收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析并與安全門(mén)檻值進(jìn)行對(duì)比。

3) 顯示模塊，將旋翼轉(zhuǎn)速1Ω(旋翼動(dòng)平衡)振動(dòng)幅值、相位以及超限告警實(shí)時(shí)顯示給座艙人員。

基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動(dòng)平衡實(shí)時(shí)監(jiān)控系統(tǒng)基本方案如下：

1) 以直升機(jī)機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)作為信號(hào)源，獲取慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)法向加速度時(shí)域數(shù)據(jù)，利用機(jī)載總線輸入到綜合顯示處理機(jī)；

2) 在綜合顯示處理機(jī)新增分析模塊，用以接收來(lái)自機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)的法向加速度數(shù)據(jù)，并對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，分析步驟包括步驟3)、4)、5)、6)；

3) 參數(shù)設(shè)置，根據(jù)旋轉(zhuǎn)部件轉(zhuǎn)速，輸入信號(hào)采樣率、分析中心頻率f(對(duì)應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω)、轉(zhuǎn)速波動(dòng)Δf、分析時(shí)長(zhǎng)、加窗類(lèi)型、重疊率等參數(shù)，另外為方便步驟對(duì)比分析，設(shè)置告警門(mén)檻值；

圖2 基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動(dòng)平衡實(shí)時(shí)監(jiān)控原理圖

4) 時(shí)頻轉(zhuǎn)換，根據(jù)步驟3)設(shè)置的參數(shù)，進(jìn)行快速FFT變換，獲取不同頻率對(duì)應(yīng)的振動(dòng)加速度幅值和相位；

5) 根據(jù)旋翼轉(zhuǎn)速頻率,提取對(duì)應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω(旋翼動(dòng)平衡)的振動(dòng)及相位；

6) 單位換算，根據(jù)公式V=a/(2*pi*f0)轉(zhuǎn)換成振動(dòng)速度，加速度的單位g需乘以9800/25.4轉(zhuǎn)換成IPS，并與門(mén)檻值進(jìn)行對(duì)比，當(dāng)振動(dòng)值大于門(mén)檻值，輸出告警信號(hào)；

7) 利用數(shù)據(jù)總線將步驟6)和告警信號(hào)轉(zhuǎn)換后的數(shù)據(jù)輸出到綜合顯示端。

3 實(shí)施案例

3.1 試驗(yàn)對(duì)象

某型直升機(jī)為雙駕駛體制，最大試驗(yàn)重量13000kg，裝三臺(tái)PT6B-67A發(fā)動(dòng)機(jī)。旋翼直徑為18.9m，由6片復(fù)合材料槳葉和鈦合金球柔性主槳轂組成，俯視逆時(shí)針?lè)较蛐D(zhuǎn)；尾槳有5片復(fù)合材料槳葉，直徑為4m，尾槳推進(jìn)式，底向前方向旋轉(zhuǎn)。采用前三點(diǎn)不可收放輪式起落裝置。

3.2 參數(shù)設(shè)置

慣導(dǎo)系統(tǒng)利用三軸振動(dòng)傳感器測(cè)量各向過(guò)載，即直升機(jī)機(jī)體各向加速度，包括法向加速度時(shí)域數(shù)據(jù)—Z(t)、機(jī)體橫軸加速度時(shí)域數(shù)據(jù)—Y(t)、縱向加速度時(shí)域數(shù)據(jù)—X(t)。本例相應(yīng)曲線見(jiàn)圖3-圖5。

慣導(dǎo)系統(tǒng)自帶采集器，并通過(guò)機(jī)載數(shù)據(jù)總線將Z(t)、Y(t)、X(t)接入計(jì)算機(jī)(中央處理器)。通過(guò)對(duì)比法向加速度Z(t)、機(jī)體橫軸加速度Y(t)、縱向加速度X(t)對(duì)應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω(旋翼動(dòng)平衡)振動(dòng)的大小，法向加速度Z(t)對(duì)旋翼動(dòng)平衡水平更為敏感。故采用法向加速度數(shù)據(jù)Z(t)作為旋翼動(dòng)平衡分析數(shù)據(jù)源。

必須在綜合顯示處理機(jī)或其它信號(hào)分析處理器加入相應(yīng)的數(shù)據(jù)讀取腳本，讀取法向加速度實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)，作為直升機(jī)旋翼動(dòng)平衡振動(dòng)分析源數(shù)據(jù)。新增分析模塊，編寫(xiě)相應(yīng)代碼用以分析。具體分析方法見(jiàn)以下步驟：

參數(shù)設(shè)置：根據(jù)本例直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速212Rpm，旋翼為6片槳葉，慣導(dǎo)系統(tǒng)振動(dòng)傳感器采樣率為32Hz，分析中心頻率f0=3.5Hz(對(duì)應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω)，轉(zhuǎn)速波動(dòng)Δf=0.25Hz?？紤]到及時(shí)性，分析時(shí)長(zhǎng)5s，加窗類(lèi)型為漢寧窗，重疊率設(shè)置為80%等。另外，為當(dāng)旋翼動(dòng)平衡變差時(shí)及時(shí)告警，設(shè)置告警門(mén)檻值0.3IPS。

時(shí)頻分析：根據(jù)步驟設(shè)置的參數(shù)，進(jìn)行快速FFT變換獲取不同頻率對(duì)應(yīng)的振動(dòng)加速度幅值和相位。快速FFT變換屬于常規(guī)方法，在這里不贅述。圖6、圖7 繪出了起始時(shí)間120s的FFT變換結(jié)果。

圖6 直升機(jī)機(jī)體法向加速度頻域幅值曲線

圖7 直升機(jī)機(jī)體法向加速度相位曲線

旋翼轉(zhuǎn)速212Rpm，旋翼包含6片槳葉，其對(duì)應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω為3.5Hz,考慮轉(zhuǎn)速偏差0.25Hz，通過(guò)公式求取 [3.5Hz-0.25Hz 3.5+0.25Hz]的最大值，并根據(jù)對(duì)應(yīng)關(guān)系提取對(duì)應(yīng)的相位。

根據(jù)公式V=a/(2*pi*f0)轉(zhuǎn)換成振動(dòng)速度，a為Z(t) FFT變換后的加速度頻域幅值，單位g，f0為分析中心頻率，單位Hz，V為速度，單位m/s，需乘以9800/25.4轉(zhuǎn)換成旋翼動(dòng)平衡常用單位IPS(英寸/秒)。

3.3 實(shí)施結(jié)果

表1給出了起始時(shí)間120s，連續(xù)10s的動(dòng)平衡結(jié)果。數(shù)據(jù)分析結(jié)果表明，利用慣導(dǎo)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)結(jié)果與采用動(dòng)平衡儀的分析結(jié)果略有差別，主要是由于動(dòng)平衡儀測(cè)試傳感器一般安裝在主減平臺(tái)上，與慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度傳感器存在偏差。但趨勢(shì)規(guī)律一致，能夠滿足對(duì)椎體動(dòng)平衡安全的監(jiān)控要求。

表1 利用慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)結(jié)果與采用動(dòng)平衡儀分析結(jié)果對(duì)比

由于本文的基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)分析方法沒(méi)有類(lèi)似動(dòng)平衡儀頻閃儀裝置，相位不具備參考意義。

4 結(jié)論

本文通過(guò)對(duì)旋翼動(dòng)平衡分析及監(jiān)控方法的思考，得出了通過(guò)慣導(dǎo)系統(tǒng)分析及監(jiān)控旋翼動(dòng)平衡情況的新方法：通過(guò)對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)法向加速度數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)學(xué)變換獲取反映旋翼動(dòng)平衡的振動(dòng)幅值，并可以直接顯示給飛行員。與一般直升機(jī)錐體振動(dòng)測(cè)試方法項(xiàng)目相比，此方法不需另外加裝振動(dòng)傳感器及采集設(shè)備，更為簡(jiǎn)單實(shí)用。試飛數(shù)據(jù)對(duì)比分析結(jié)果表明，本文方法可以滿足實(shí)時(shí)安全監(jiān)控要求。

慣導(dǎo)系統(tǒng)分析結(jié)果與動(dòng)平衡儀存在一定偏差，這主要是由于傳感器位置不同導(dǎo)致的，可以通過(guò)標(biāo)定進(jìn)行修訂。