直升機(jī)旋翼槳葉振動(dòng)特性試驗(yàn)研究與仿真計(jì)算

孫衛(wèi)兵 王宇奇

（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)的旋翼是升力的主要來源，而在運(yùn)行工作中往往處于各種嚴(yán)酷的環(huán)境，例如前飛、后行過程中槳葉相對(duì)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(dòng)環(huán)境中工作，會(huì)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(dòng)激振力[2]，氣動(dòng)激振力頻率與槳葉固有頻率重合時(shí)，槳葉會(huì)發(fā)生共振現(xiàn)象，對(duì)直升機(jī)設(shè)計(jì)的穩(wěn)定性和飛行人員的安全造成嚴(yán)重后果。為了使槳葉在運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)不產(chǎn)生過度的振動(dòng)，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮槳葉各階固有頻率避開工作時(shí)的激振頻率。因而研究槳葉的固有特性是直升機(jī)動(dòng)力學(xué)研究和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容。

國(guó)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(yùn)動(dòng)微分方程的理論方法，如積分矩陣法、漸進(jìn)法、三彎矩等。由于現(xiàn)在復(fù)合材料在槳葉設(shè)計(jì)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(shí)現(xiàn)對(duì)槳葉固有特性的計(jì)算[3-4]。所以試驗(yàn)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(yàn)與數(shù)值仿真的方法，研究了某直升機(jī)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(lì)槳葉，采用加速度傳感器拾取振動(dòng)信號(hào)，進(jìn)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(yàn)，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(duì)槳葉模型進(jìn)行模態(tài)分析，針對(duì)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)運(yùn)用殼單元與體單元相結(jié)合的方法進(jìn)行網(wǎng)格劃分。最后將試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果對(duì)比分析，得到了某直升機(jī)旋翼槳葉的模態(tài)參數(shù)，為后續(xù)直升機(jī)動(dòng)力學(xué)問題研究提供了分析依據(jù)。

1.試驗(yàn)研究

1.1 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

為測(cè)量某型直升機(jī)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(yàn)平臺(tái)，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(shí)設(shè)計(jì)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(yàn)過程中不會(huì)產(chǎn)生位移或轉(zhuǎn)動(dòng)。“自由—自由”狀態(tài)時(shí)采用橡皮繩單點(diǎn)懸吊的方式，懸吊點(diǎn)為槳葉根部位置，根據(jù)槳葉質(zhì)量配備橡皮繩，使試驗(yàn)飛機(jī)在彈性支持下剛體運(yùn)動(dòng)的頻率小于2Hz[5]。（2）使用力錘激勵(lì)槳葉，力錘為B&K公司生產(chǎn)，型號(hào)為MB MODAL，力錘頭部配備了力傳感器，用以記錄試驗(yàn)時(shí)系統(tǒng)的輸入信號(hào)。（3）ICP型加速度傳感器用來測(cè)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(chǔ)系統(tǒng)輸入的力信號(hào)和輸出的加速度信號(hào)，并依此分析出槳葉模態(tài)參數(shù)。

1.2 試驗(yàn)原理

試驗(yàn)原理框圖如圖1所示。試驗(yàn)具體步驟為：（1）固支狀態(tài)時(shí)將槳葉與試驗(yàn)夾具相連，在將夾具固定在承力墻上，“自由—自由”狀態(tài)時(shí)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(lì)槳葉測(cè)點(diǎn)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(yàn)原理圖

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

圖2 夾具圖

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

圖3 槳葉模態(tài)試驗(yàn)測(cè)點(diǎn)布置圖

1.3 試驗(yàn)結(jié)果

通過試驗(yàn)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(jī)旋翼槳葉模態(tài)試驗(yàn)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(jìn)行網(wǎng)格劃分，最后導(dǎo)出模型到有限元軟件ABAQUS中計(jì)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(jì)算。

圖4 槳葉有限元模型

2.2 仿真結(jié)果

計(jì)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(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，如表2所示，模態(tài)振型如圖5和圖6所示。

表2 試驗(yàn)與有限元方法的槳葉固有頻率對(duì)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(yàn)值吻合較好，最大相對(duì)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(zhǔn)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(duì)槳葉固有特性的影響；（3）槳葉質(zhì)量較輕，試驗(yàn)時(shí)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(shí)建立的槳葉模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化，與實(shí)際槳葉結(jié)構(gòu)有一定差別。

3.結(jié)論

本文對(duì)某型直升機(jī)旋翼槳葉的固有特性進(jìn)行了研究，采用了試驗(yàn)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(jìn)行了對(duì)比，最大相對(duì)誤差在7.61%，并對(duì)誤差產(chǎn)生的原因進(jìn)行了分析，認(rèn)為滿足工程計(jì)算要求。研究結(jié)果為后續(xù)直升機(jī)動(dòng)力學(xué)問題研究提供了依據(jù)，也為其他直升機(jī)槳葉模態(tài)研究作出了參考。