無(wú)軸承旋翼槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)技術(shù)研究

劉軍樂，陳愛軍

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 強(qiáng)度試驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

無(wú)軸承旋翼槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)技術(shù)研究

劉軍樂，陳愛軍

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 強(qiáng)度試驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

介紹了國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行的無(wú)軸承旋翼槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)的過程分析。運(yùn)用Lms Test.lab軟件模態(tài)分析為手段，同時(shí)結(jié)合以往相關(guān)型號(hào)試驗(yàn)技術(shù)分析改進(jìn)了無(wú)軸承旋翼槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)技術(shù)。通過改進(jìn)試驗(yàn)方法解決了無(wú)軸承旋翼槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)的技術(shù)難題，為今后無(wú)軸承旋翼研制提供了試驗(yàn)技術(shù)儲(chǔ)備，對(duì)解決無(wú)軸承旋翼直升機(jī)地面共振問題打下了良好的基礎(chǔ)。

無(wú)軸承旋翼；動(dòng)特性試驗(yàn)；地面共振

0 引言

20世紀(jì)60年代開始，為了提高旋翼性能以提高直升機(jī)的綜合性能，陸續(xù)出現(xiàn)了無(wú)鉸旋翼和無(wú)軸承旋翼。目前，無(wú)軸承旋翼技術(shù)已成功應(yīng)用到BO-108、EC-135、AH-1Z、RAH-66等直升機(jī)上，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、零件數(shù)量少、重量輕、可靠性高等諸多優(yōu)點(diǎn)，但其復(fù)雜的非線性耦合、運(yùn)動(dòng)耦合以及引入的多路傳力結(jié)構(gòu)等，使其技術(shù)更加復(fù)雜化，分析、預(yù)測(cè)難度大，所以目前國(guó)內(nèi)還沒有無(wú)軸承旋翼運(yùn)用在型號(hào)直升機(jī)上的先例[1]。602所經(jīng)過多年的相關(guān)預(yù)研工作，完成了無(wú)軸承旋翼直升機(jī)的設(shè)計(jì)研制工作，并通過完成無(wú)軸承旋翼槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)，進(jìn)一步加強(qiáng)對(duì)復(fù)雜的無(wú)軸承旋翼彈性運(yùn)動(dòng)耦合規(guī)律的認(rèn)識(shí)，分析機(jī)體本身的阻尼以及壞境因素如地面摩擦系數(shù)、剛度對(duì)系統(tǒng)頻率的影響，保障國(guó)內(nèi)安裝無(wú)軸承旋翼直升機(jī)的首次安全飛行。

槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)是直升機(jī)三大動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)之一。試驗(yàn)通過機(jī)身在起落架上的振動(dòng)試驗(yàn)，測(cè)量機(jī)身—起落架系統(tǒng)的固有振動(dòng)特性，主要是測(cè)量槳轂中心的動(dòng)力特性—頻響函數(shù)，獲取機(jī)身在起落架上振動(dòng)時(shí)槳轂中心的振幅—頻率曲線和相位—頻率曲線，為直升機(jī)“地面共振”分析和計(jì)算提供依據(jù)，并為后續(xù)直升機(jī)試飛提供關(guān)鍵試驗(yàn)數(shù)據(jù)和重要科學(xué)依據(jù)，確保直升機(jī)地面起降與運(yùn)轉(zhuǎn)的安全[2]。對(duì)比以往試驗(yàn)機(jī)槳轂中心動(dòng)力特性試驗(yàn)，本次無(wú)軸承旋翼直升機(jī)采用無(wú)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(huì)導(dǎo)致機(jī)體共振頻率升高，測(cè)試信噪比差等問題。同時(shí)，滑撬式起落架使得仿升力的模擬控制要求非常精準(zhǔn)。這都是無(wú)軸承旋翼直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)需要克服的問題。如何克服這些技術(shù)難題，然后得出無(wú)軸承旋翼直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)的技術(shù)特點(diǎn)，以驗(yàn)證無(wú)軸承旋翼在全尺寸試驗(yàn)機(jī)上的應(yīng)用，是本文研究的核心。

1 試驗(yàn)分析的理論模型

試驗(yàn)測(cè)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(chǔ)是在機(jī)械阻抗與導(dǎo)納的概念上發(fā)展起來(lái)的，模態(tài)分析理論吸取了振動(dòng)理論、信號(hào)分析、數(shù)據(jù)處理、數(shù)理統(tǒng)計(jì)及自動(dòng)控制理論中的有關(guān)內(nèi)容，結(jié)合自身內(nèi)容的發(fā)展，形成了一套獨(dú)特的理論，為模態(tài)分析及參數(shù)識(shí)別技術(shù)的發(fā)展奠定了理論基礎(chǔ)[4]。自動(dòng)控制理論中的傳遞函數(shù)(或頻率響應(yīng)函數(shù))概念的引入，對(duì)模態(tài)分析理論的發(fā)展起了很大的推進(jìn)作用。通過傳遞函數(shù)，可以得到機(jī)械結(jié)構(gòu)振動(dòng)的固有頻率以及機(jī)械結(jié)構(gòu)部分的響應(yīng)變形，而固有頻率和振型一起構(gòu)成機(jī)械的振動(dòng)模態(tài)。人們把通過測(cè)量求取振動(dòng)模態(tài)并由此進(jìn)一步分析機(jī)械動(dòng)態(tài)特性的方法稱為模態(tài)分析。

一般結(jié)構(gòu)系統(tǒng)可以離散為一種具有N個(gè)自由度的線彈系統(tǒng)，其運(yùn)動(dòng)微分方程為：

式中，質(zhì)量、阻尼、剛度矩陣[M]、[C]、[K]為對(duì)稱矩陣，[M]正定，[C]、[K]正定或半正定。[M]、[C]、[K]已知時(shí)，可求得一定激勵(lì){f(t)}下的結(jié)構(gòu)響應(yīng){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(yīng)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(jiǎn)化為：

對(duì)系統(tǒng)第p點(diǎn)進(jìn)行激勵(lì)并在L、p點(diǎn)進(jìn)行振型元素拾取，從而對(duì)結(jié)構(gòu)上一點(diǎn)激勵(lì)，在多點(diǎn)測(cè)量響應(yīng)，即可得到傳遞函數(shù)矩陣中的某一列，進(jìn)而計(jì)算出模態(tài)參數(shù)。

2 試驗(yàn)方法改進(jìn)

無(wú)軸承旋翼直升機(jī)采用無(wú)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(huì)導(dǎo)致機(jī)體共振頻率升高，測(cè)試信噪比差等問題，同時(shí)，滑撬式起落架使得仿升力的模擬控制要求非常精準(zhǔn)。這一系列的新問題都對(duì)傳統(tǒng)測(cè)試系統(tǒng)、試驗(yàn)方法提出了挑戰(zhàn)。本文無(wú)軸承旋翼直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)采用定力、定位移激振方式，做到作動(dòng)筒精準(zhǔn)控制無(wú)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(jī)性、穩(wěn)定性差的問題，閉環(huán)控制系統(tǒng)響應(yīng)及時(shí)，反饋調(diào)節(jié)誤差小。模擬升力卸載子系統(tǒng)通過測(cè)力傳感器、橡皮繩組、槳轂假件依次連接模擬直升機(jī)實(shí)際情況。將直升機(jī)放置平穩(wěn)，在槳轂中心處分別沿機(jī)身航向和側(cè)向進(jìn)行激勵(lì)，在所要求的頻率范圍內(nèi)，采用科學(xué)的方法，測(cè)得某型無(wú)軸承旋翼直升機(jī)機(jī)槳轂中心處的廣義質(zhì)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(zhǎng)采用變步長(zhǎng)，由粗掃結(jié)果確定共振頻率范圍，然后在共振頻率附近進(jìn)行細(xì)掃。測(cè)試原理框圖如圖1，試驗(yàn)結(jié)構(gòu)示意圖如圖2。

3 測(cè)試結(jié)果的分析與驗(yàn)證

3.1數(shù)據(jù)分析與對(duì)比

采用改進(jìn)型試驗(yàn)方法對(duì)試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)，通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集數(shù)據(jù)并分析得出測(cè)試結(jié)果發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)機(jī)阻尼值偏低、激振力過小等特點(diǎn)，與常規(guī)旋翼結(jié)構(gòu)直升機(jī)的測(cè)試結(jié)果有較大差異。機(jī)體主要技術(shù)狀態(tài)見表1，無(wú)軸承旋翼與球柔性結(jié)構(gòu)旋翼各個(gè)狀態(tài)下航向一階、側(cè)向一階試驗(yàn)數(shù)據(jù)見表2-表5[3]。

表1 機(jī)體主要技術(shù)狀態(tài)

3.2基于試驗(yàn)結(jié)果的理論假設(shè)

由于測(cè)試結(jié)果跟以往對(duì)比存在較大差異，參照以往相同型號(hào)的試驗(yàn)機(jī)結(jié)合專家多年試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，分析可能導(dǎo)致的原因，提出了三條可能性的理論假設(shè)：

1)由于無(wú)軸承旋翼直升機(jī)的自身特性，改進(jìn)型無(wú)軸承旋翼影響了直升機(jī)原來(lái)的動(dòng)力學(xué)參數(shù)；

2)試驗(yàn)機(jī)是否符合試驗(yàn)技術(shù)狀態(tài)要求；

3)試驗(yàn)方法是否適合無(wú)軸承旋翼直升機(jī)，能不能針對(duì)性地提出試驗(yàn)方法。

表2 無(wú)軸承旋翼航向一階模態(tài)參數(shù)

表3 無(wú)軸承旋翼側(cè)向一階模態(tài)參數(shù)

表4 常規(guī)旋翼結(jié)構(gòu)航向一階模態(tài)參數(shù)

表5 常規(guī)旋翼結(jié)構(gòu)測(cè)向一階模態(tài)參數(shù)

對(duì)于提出的三條假設(shè)我們進(jìn)行了逐一排查，首先通過試驗(yàn)相關(guān)計(jì)算基本排除了無(wú)軸承旋翼直升機(jī)的自身特性的因素；其次試驗(yàn)機(jī)是否嚴(yán)格符合試驗(yàn)技術(shù)狀態(tài)要求，經(jīng)過檢查機(jī)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(jìn)行了試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài)確認(rèn)，維修后技術(shù)狀態(tài)見表6。

表6 機(jī)體維修后狀態(tài)

3.3維修后數(shù)據(jù)分析

在機(jī)體其他技術(shù)狀態(tài)沒有改變的基礎(chǔ)上，維修無(wú)軸承旋翼試驗(yàn)機(jī)后再次進(jìn)行動(dòng)力特性試驗(yàn)，測(cè)試數(shù)據(jù)見表7、表8[3]。

表7 維修后無(wú)軸承旋翼航向一階模態(tài)參數(shù)

表8 維修后無(wú)軸承旋翼測(cè)向一階模態(tài)參數(shù)

表2、表3維修前無(wú)軸承試驗(yàn)數(shù)據(jù)比常規(guī)型號(hào)激振力在相同頻率下小了整整一個(gè)數(shù)量級(jí)，與理論計(jì)算相差甚遠(yuǎn)。通過理論分析改進(jìn)試驗(yàn)機(jī)狀態(tài)后得出的表7、表8試驗(yàn)數(shù)據(jù)比較符合實(shí)際情況，于是可以得出第一次試驗(yàn)數(shù)據(jù)有誤的原因是試驗(yàn)機(jī)技術(shù)狀態(tài)不符合要求。至此，無(wú)軸承旋翼直升機(jī)首次動(dòng)力特性試驗(yàn)故障得到解決，所以第3條假設(shè)不成立，不再驗(yàn)證。通過本次測(cè)試可以得出無(wú)軸承旋翼動(dòng)力特性試驗(yàn)的激振力和阻尼的一般性規(guī)律，圖3-圖6是無(wú)軸承旋翼直升機(jī)和常規(guī)型號(hào)的對(duì)比。圖7-圖10是本次無(wú)軸承旋翼直升機(jī)和以往試驗(yàn)在航向和側(cè)向的一階頻響函數(shù)的對(duì)比。

4 結(jié)論

本文通過改進(jìn)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)方法得出無(wú)軸承旋翼直升機(jī)重要?jiǎng)恿W(xué)參數(shù)，為無(wú)軸承旋翼直升機(jī)研制提供了試驗(yàn)技術(shù)儲(chǔ)備，同時(shí)得出無(wú)軸承旋翼直升機(jī)槳轂中心動(dòng)力特性試驗(yàn)的技術(shù)特點(diǎn)和重要?jiǎng)恿W(xué)性能：1) 無(wú)軸承旋翼直升機(jī)自身激振力小(100 N～150N)，比常規(guī)型號(hào)的(300 N～500 N)偏低；

2) 無(wú)軸承旋翼機(jī)體動(dòng)力特性的阻尼參數(shù)一般在2%～4%，相對(duì)于常規(guī)型號(hào)阻尼參數(shù)偏低；

3) 起落架及阻尼元件損壞對(duì)機(jī)體動(dòng)力特性參數(shù)影響極大。

通過本次國(guó)內(nèi)首次無(wú)軸承旋翼直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)，改進(jìn)了無(wú)軸承旋翼槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)方法，并驗(yàn)證了新試驗(yàn)技術(shù)的可行、可靠。新試驗(yàn)技術(shù)得出的數(shù)據(jù)可以更準(zhǔn)確地描述無(wú)軸承旋翼直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)性能。這是為以后無(wú)軸承旋翼研究提供重要的試驗(yàn)技術(shù)儲(chǔ)備，對(duì)解決無(wú)軸承旋翼直升機(jī)“地面共振”問題打下了良好的基礎(chǔ)，保障國(guó)內(nèi)無(wú)軸承旋翼直升機(jī)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(xué)技術(shù)研究院，編著.直升機(jī)動(dòng)力學(xué)手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社出版，1991.

[3] 蘇宏慶，編.全尺寸無(wú)軸承旋翼裝直11型機(jī)槳轂中心動(dòng)力特性試驗(yàn)報(bào)告[Z].航空工業(yè)602所，2014.

[4] 李德葆，陸秋海，編.工程振動(dòng)試驗(yàn)分析[M].北京：清華大學(xué)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(jī)振動(dòng)與抗墜毀試驗(yàn)。

1673-1220(2017)03-060-05

V216.2

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