直升機旋翼槳葉振動特性試驗研究與仿真計算

孫衛(wèi)兵 王宇奇

（中國直升機設(shè)計研究所，江西景德鎮(zhèn) 333001）

0.引言

直升機的旋翼是升力的主要來源，而在運行工作中往往處于各種嚴酷的環(huán)境，例如前飛、后行過程中槳葉相對氣流速度與槳轂中心旋轉(zhuǎn)速度的差異，使得槳葉產(chǎn)生揮舞現(xiàn)象[1]。并且旋翼槳葉是在每一次的氣動環(huán)境中工作，會在槳葉上產(chǎn)生頻率為旋翼轉(zhuǎn)速Ω整數(shù)倍的持續(xù)氣動激振力[2]，氣動激振力頻率與槳葉固有頻率重合時，槳葉會發(fā)生共振現(xiàn)象，對直升機設(shè)計的穩(wěn)定性和飛行人員的安全造成嚴重后果。為了使槳葉在運轉(zhuǎn)時不產(chǎn)生過度的振動，設(shè)計時應(yīng)考慮槳葉各階固有頻率避開工作時的激振頻率。因而研究槳葉的固有特性是直升機動力學(xué)研究和結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要內(nèi)容。

國內(nèi)外關(guān)于旋翼槳葉固有特性的研究有采用力學(xué)分析建立運動微分方程的理論方法，如積分矩陣法、漸進法、三彎矩等。由于現(xiàn)在復(fù)合材料在槳葉設(shè)計中的廣泛使用，其鋪層、模壓技術(shù)以及槳葉內(nèi)部還有泡沫等填充物，使得結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，使用理論方法較難實現(xiàn)對槳葉固有特性的計算[3-4]。所以試驗與有限元仿真方法在槳葉固有特性研究中逐漸發(fā)展起來并得到了廣泛應(yīng)用。

本文采用試驗與數(shù)值仿真的方法，研究了某直升機旋翼槳葉的固有特性。首先基于LMS數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，使用“錘擊法”分別從垂向、側(cè)向激勵槳葉，采用加速度傳感器拾取振動信號，進行了槳葉結(jié)構(gòu)固支和“自由—自由”狀態(tài)下的模態(tài)試驗，獲取了槳葉低階固有頻率、阻尼及振型。然后采用數(shù)值仿真方法基于有限元軟件Abaqus對槳葉模型進行模態(tài)分析，針對結(jié)構(gòu)特點運用殼單元與體單元相結(jié)合的方法進行網(wǎng)格劃分。最后將試驗結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果對比分析，得到了某直升機旋翼槳葉的模態(tài)參數(shù)，為后續(xù)直升機動力學(xué)問題研究提供了分析依據(jù)。

1.試驗研究

1.1 試驗設(shè)計

為測量某型直升機旋翼槳葉在固支和“自由—自由”狀態(tài)下的模態(tài)參數(shù)，搭建了試驗平臺，主要有支持裝置、激振裝置、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等組成，各部分的作用分別為：

（1）固支狀態(tài)時設(shè)計工裝夾具將槳葉根部固定在承力墻上，夾具提供的剛度足夠大，能夠保證槳葉根部在試驗過程中不會產(chǎn)生位移或轉(zhuǎn)動。“自由—自由”狀態(tài)時采用橡皮繩單點懸吊的方式，懸吊點為槳葉根部位置，根據(jù)槳葉質(zhì)量配備橡皮繩，使試驗飛機在彈性支持下剛體運動的頻率小于2Hz[5]。（2）使用力錘激勵槳葉，力錘為B&K公司生產(chǎn)，型號為MB MODAL，力錘頭部配備了力傳感器，用以記錄試驗時系統(tǒng)的輸入信號。（3）ICP型加速度傳感器用來測量槳葉加速度值的變化。（4）LMS數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)用于存儲系統(tǒng)輸入的力信號和輸出的加速度信號，并依此分析出槳葉模態(tài)參數(shù)。

1.2 試驗原理

試驗原理框圖如圖1所示。試驗具體步驟為：（1）固支狀態(tài)時將槳葉與試驗夾具相連，在將夾具固定在承力墻上，“自由—自由”狀態(tài)時將通過橡皮繩懸掛槳葉。（2）將力錘與加速度傳感器以此通過數(shù)據(jù)傳輸線、轉(zhuǎn)接頭與LMS采集儀相應(yīng)的通道連接，設(shè)置好采集參數(shù)、傳感器量程以及錘頭觸發(fā)電平，建立槳葉幾何模型。（3）使用力錘激勵槳葉測點位置，記錄加速度傳感器和錘頭力的數(shù)據(jù)，分析槳葉的模態(tài)參數(shù)。

圖1 試驗原理圖

本次試驗設(shè)計的固支狀態(tài)的夾具如圖2所示，在自由狀態(tài)時中，使用一組2股的橡皮繩，單股橡皮繩直徑為5mm，長度為0.8m，槳葉吊離地后，橡皮繩的伸長量約為0.32m，依據(jù)公式計算得出系統(tǒng)懸掛頻率f=0.252Hz，小于2Hz，保證了試驗要求的自由狀態(tài)。

圖2 夾具圖

本次試驗設(shè)置了22個測點，如圖3所示，為了得到槳葉振型和減少試驗過程中傳感器附加質(zhì)量的影響，采用移動力錘的方式激勵，僅用一個加速度傳感器采集振動信號，加速度傳感器布置在槳葉尖端的測點1位置。測量帶寬為0Hz～200Hz，譜線數(shù)為2048，頻率分辨率為0.1Hz，每次測量取線性平均5次。

圖3 槳葉模態(tài)試驗測點布置圖

1.3 試驗結(jié)果

通過試驗得到了固支狀態(tài)和“自由—自由”狀態(tài)下槳葉揮舞1～3階、擺振1～2階、扭轉(zhuǎn)1階的頻率和阻尼，結(jié)果如表1所示。

表1 某直升機旋翼槳葉模態(tài)試驗結(jié)果

2.有限元仿真

2.1 建模

在三維建模軟件Catia中建立槳葉模型，再通過ANSA軟件進行網(wǎng)格劃分，最后導(dǎo)出模型到有限元軟件ABAQUS中計算模態(tài)參數(shù)。由于槳葉結(jié)構(gòu)主要由蒙皮和泡沫填充物組成，槳葉蒙皮為碳纖維，采用殼單元S4模擬，材料參數(shù)為E11=70GPa，E22=66GPa，G12=12GPa，μ12=0.3，ρ=1650 kg/m3[6]；填充物采用體單元C3D8R模擬，材料參數(shù)為[6]E=0.3MPa，μ12=0.03，ρ=200 kg/m3，殼單元與體單元采用“Tie”連接。槳葉有限元模型如圖4所示。槳葉有限元模型建立后，設(shè)置分析步，施加邊界條件，最后提交計算。

圖4 槳葉有限元模型

2.2 仿真結(jié)果

計算得到了槳葉固支狀態(tài)和自由狀態(tài)的揮舞1～3階、擺振1～2階、扭轉(zhuǎn)1階固有頻率，并與模態(tài)試驗結(jié)果進行了對比，如表2所示，模態(tài)振型如圖5和圖6所示。

表2 試驗與有限元方法的槳葉固有頻率對比表

圖5 固支狀態(tài)下槳葉振型

圖6 自由狀態(tài)下槳葉振型

由表2中的分析結(jié)果可知，槳葉固有頻率有限元仿真值與試驗值吻合較好，最大相對誤差為7.61%。產(chǎn)生誤差的原因可能是：（1）復(fù)合材料的力學(xué)特性具有一定的分散性，難以準確描述材料參數(shù)；（2）未考慮具體槳葉內(nèi)部填充物與蒙皮的連接對槳葉固有特性的影響；（3）槳葉質(zhì)量較輕，試驗時粘接的加速度傳感器產(chǎn)生的附加質(zhì)量還是有影響；（4）有限元仿真時建立的槳葉模型進行了簡化，與實際槳葉結(jié)構(gòu)有一定差別。

3.結(jié)論

本文對某型直升機旋翼槳葉的固有特性進行了研究，采用了試驗和有限元仿真方法得到了槳葉的揮舞1～3階、擺振1～2階、扭轉(zhuǎn)1階的模態(tài)參數(shù)，并將兩種方法得到的固有頻率進行了對比，最大相對誤差在7.61%，并對誤差產(chǎn)生的原因進行了分析，認為滿足工程計算要求。研究結(jié)果為后續(xù)直升機動力學(xué)問題研究提供了依據(jù)，也為其他直升機槳葉模態(tài)研究作出了參考。