測(cè)試系統(tǒng)在某直升機(jī)高頻尾槳振動(dòng)的應(yīng)用

呂一鳴，劉 旭，李志林，肖 柱，張文晟

(昌河飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，江西 景德鎮(zhèn) 333000)

航空技術(shù)發(fā)展的歷史表明，大部分航空技術(shù)的突破，都是通過飛行試驗(yàn)研究和試飛驗(yàn)證下取得的。不管在地面試驗(yàn)或飛行試驗(yàn)都離不開測(cè)試改裝，只有在安裝了測(cè)試系統(tǒng)后，才可以實(shí)時(shí)獲得飛行器的各項(xiàng)功能、性能指標(biāo)數(shù)據(jù)，從而判斷它是否像設(shè)計(jì)預(yù)期的那樣安全、平穩(wěn)[1]。本文通過某架機(jī)尾槳高頻振動(dòng)異常的情況，結(jié)合機(jī)上加裝的振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行飛行姿態(tài)判斷、振動(dòng)數(shù)據(jù)處理。詮釋振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)在直升機(jī)上應(yīng)用的必要性。

1 振動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)

1.1 振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)簡(jiǎn)介

某型機(jī)加裝了振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，主要用于保障載機(jī)飛行安全，同時(shí)提高三大動(dòng)部件的維護(hù)工作效率。其加裝的振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)可以視為一套較為完整的整機(jī)振動(dòng)水平測(cè)量采集/分析系統(tǒng)，其主要由監(jiān)測(cè)處理機(jī)、數(shù)據(jù)卡、振動(dòng)傳感器等LRU組成。主要部件見表1。

表1 系統(tǒng)組成

各個(gè)部件之間的交聯(lián)關(guān)系如下。

1)振動(dòng)監(jiān)測(cè)處理機(jī)通過硬線與系統(tǒng)所屬的9只振動(dòng)傳感器進(jìn)行交聯(lián)，完成對(duì)振動(dòng)傳感器振動(dòng)信號(hào)的采集。

2)振動(dòng)監(jiān)測(cè)處理機(jī)通過RS422A總線與飛參系統(tǒng)進(jìn)行交聯(lián)，不僅用于采集飛參系統(tǒng)內(nèi)3只傳感器

的數(shù)據(jù)和部分特定的飛行參數(shù)數(shù)據(jù)，也用于下發(fā)需要記錄的特征數(shù)據(jù)、告警信息。

3)振動(dòng)監(jiān)測(cè)處理機(jī)通過RS422A總線與告警燈控制盒交聯(lián)，主要在發(fā)生超限振動(dòng)時(shí)，點(diǎn)亮告警燈。

1.2 振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)原理

機(jī)上加裝的振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的工作原理如圖1所示。

圖1 振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)原理圖

主要原理如下。

1)振動(dòng)傳感器測(cè)量安裝位置處的振動(dòng)值，并將其按照線性關(guān)系轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘?hào)，輸出給監(jiān)測(cè)處理機(jī)。

2)監(jiān)測(cè)處理機(jī)通過信號(hào)接口采集振動(dòng)傳感器輸出的電信號(hào)，并編碼生成含有時(shí)序、校驗(yàn)等信息的數(shù)據(jù)源；對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，生成能夠反映被監(jiān)測(cè)對(duì)象振動(dòng)特性的數(shù)據(jù)。

3)監(jiān)測(cè)處理機(jī)通過預(yù)設(shè)的告警閥值標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)處理后數(shù)據(jù)檢查，生成枚舉的有界狀態(tài)指標(biāo)。

4)告警燈盒對(duì)監(jiān)測(cè)處理發(fā)送的閥值超限警報(bào)譯碼，輸出對(duì)應(yīng)的離散信號(hào)，驅(qū)動(dòng)告警燈盒以及機(jī)上主注意/主警告燈。

5)監(jiān)測(cè)處理機(jī)將采集的數(shù)據(jù)、處理生成的數(shù)據(jù)、狀態(tài)指標(biāo)數(shù)據(jù)等同步記錄在數(shù)據(jù)卡上。

1.3 振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)應(yīng)用

隨著某型直升機(jī)的編隊(duì)數(shù)量、飛行時(shí)間的增加，所暴露出來的直升機(jī)問題也日益遞增。其中振動(dòng)問題較為突出[2]。因此，在某架機(jī)進(jìn)行外場(chǎng)試飛過程中，對(duì)直升機(jī)整體振動(dòng)情況較為重視。每次飛行后均需要根據(jù)機(jī)上加裝的振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)進(jìn)行振動(dòng)分析判讀，必要時(shí)，在直升機(jī)上新增傳感器測(cè)量特定的振動(dòng)數(shù)據(jù)。

某架機(jī)在外場(chǎng)試飛過程中，需關(guān)注振動(dòng)的主要指標(biāo)見表2。

表2 監(jiān)控指標(biāo)

以下為某一架次的飛行振動(dòng)數(shù)據(jù)使用快速判讀的結(jié)果(見圖2)。

圖2 振動(dòng)分析結(jié)果

從其快速判斷結(jié)果可以看出，主槳葉、尾傳長(zhǎng)軸、尾傳短軸、尾斜軸的基頻振動(dòng)值和一階振動(dòng)值均為正常水平，未超出范圍；但尾槳葉的一階振動(dòng)值達(dá)到了注意值范圍。

2 案例分析

某架機(jī)因任務(wù)需求，前往外場(chǎng)進(jìn)行科研試飛。鑒于目前直升機(jī)振動(dòng)形式較為嚴(yán)峻，在完成每一個(gè)架次的飛行后，應(yīng)進(jìn)行飛參數(shù)據(jù)、振動(dòng)數(shù)據(jù)的采集與分析；而該架機(jī)在飛行2個(gè)架次后，尾槳一階振動(dòng)出現(xiàn)了較大的情況。當(dāng)該架機(jī)出現(xiàn)尾槳振動(dòng)一階振動(dòng)值較大的情況后，隨即加強(qiáng)了對(duì)架機(jī)整體振動(dòng)的監(jiān)控以及對(duì)引起尾槳一階振動(dòng)大原因進(jìn)行了排查。

鑒于該平臺(tái)曾出現(xiàn)過的振動(dòng)情況，主要體現(xiàn)在直升機(jī)機(jī)體晃動(dòng)、腳蹬間歇性脈沖、尾傳短軸臨界轉(zhuǎn)速振動(dòng)值超限等情況；而該架機(jī)在飛行過程中未出現(xiàn)明顯的機(jī)體晃動(dòng)，可以初步排除由于機(jī)體可以不考慮傳動(dòng)鏈紐振、主旋翼振動(dòng)、機(jī)體頻率振動(dòng)等低頻振動(dòng)引起尾槳振動(dòng)超限的情況。所以針對(duì)可能引起尾槳振動(dòng)超限的原因進(jìn)行梳理，主要如下。

1)尾槳葉內(nèi)部結(jié)構(gòu)異常：該異?？赡苡捎谖矘~內(nèi)部存在損傷造成尾槳葉在旋轉(zhuǎn)過程中出現(xiàn)質(zhì)量不平衡。

2)尾槳裝配不佳：由于尾槳?jiǎng)悠胶獠患鸦蛭矘b配存在異常，會(huì)造成尾部振動(dòng)大，但一般體現(xiàn)在高頻振動(dòng)。

3)操縱線系頻率與尾槳一階振動(dòng)頻率相近，產(chǎn)生共振，造成尾部振動(dòng)大。

3 測(cè)試數(shù)據(jù)采集與處理

對(duì)引起尾槳振動(dòng)異?？赡艿脑蜻M(jìn)行逐條分析，對(duì)不同的狀態(tài)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，得到不同狀態(tài)下的測(cè)試數(shù)據(jù)。

3.1 測(cè)試狀態(tài)1(原狀態(tài)數(shù)據(jù)測(cè)試)

在未進(jìn)行尾槳葉狀態(tài)變更前進(jìn)行整機(jī)振動(dòng)檢查分析。

1)對(duì)前駕駛艙測(cè)點(diǎn)在主旋翼主要激勵(lì)頻率(5.1、25.5和51.0 Hz)下的振動(dòng)水平進(jìn)行分析[4](見圖3～圖5)。在2個(gè)架次飛行過程中可以看出，主旋翼轉(zhuǎn)速基頻(5.1 Hz)振動(dòng)值約為0.04 g，最大值為0.06 g，且持續(xù)時(shí)間短；主旋翼一階頻率(25.5 Hz)振動(dòng)值約為0.12 g，最大值為0.24 g；主旋翼二階頻率(51 Hz)振動(dòng)值約為0.06 g，最大值為0.13 g。所以主旋翼主要激勵(lì)頻率(5.1、25.5和51.0 Hz)下的振動(dòng)水平正常。

圖3 5.1 Hz振動(dòng)分析結(jié)果

圖4 25.5 Hz振動(dòng)分析結(jié)果

圖5 51 Hz振動(dòng)分析結(jié)果

2)對(duì)中間減速器測(cè)點(diǎn)在尾傳動(dòng)軸下的振動(dòng)水平進(jìn)行分析(見圖6)。在2個(gè)架次飛行過程中可以看出，尾傳動(dòng)處的幾個(gè)頻率下的振動(dòng)值均較小，最大的振動(dòng)值體現(xiàn)在尾傳動(dòng)軸基頻振動(dòng)(78 Hz)上，但其值也符合要求，故尾傳動(dòng)軸下的振動(dòng)水平均正常。

圖6 傳動(dòng)軸振動(dòng)分析結(jié)果

3)對(duì)尾減速器測(cè)點(diǎn)在尾槳主要激勵(lì)頻率(26.8和53.6 Hz)下的振動(dòng)水平進(jìn)行分析(見圖7～圖9)。在2個(gè)架次飛行過程中，通過圖7可以看出，直升機(jī)在地面開車達(dá)到“飛慢”狀態(tài)時(shí)其振動(dòng)值穩(wěn)定在0.06 g左右，通過計(jì)算公式換算，可以得出此狀態(tài)下的振動(dòng)值為0.137 IPS。根據(jù)該型機(jī)的技術(shù)要求中的“地面開車測(cè)量尾槳振動(dòng)值≤0.2 IPS時(shí)，滿足平衡要求”可得知，此狀態(tài)地面開車時(shí)的振動(dòng)滿足平衡要求[3]。

圖7 26.8 Hz振動(dòng)分析結(jié)果(地面狀態(tài))

圖8 26.8 Hz振動(dòng)分析結(jié)果(飛行狀態(tài))

圖9 53.6 Hz振動(dòng)分析結(jié)果

通過圖8可以看出，在飛行過程中尾槳基頻振動(dòng)值均值約為0.15 g，根據(jù)設(shè)計(jì)部門提供的此狀態(tài)下的振動(dòng)閥值為1 g，可以判斷此狀態(tài)下的振動(dòng)水平符合要求。

通過圖9可以看出，在飛行過程中第1架次飛行時(shí)，其尾槳一階振動(dòng)值較大；第二架次飛行時(shí)，尾槳一階振動(dòng)更為嚴(yán)重，出現(xiàn)了多次超限情況，其振動(dòng)值大于3.5 g的持續(xù)最長(zhǎng)的情況達(dá)到100 s左右。根據(jù)設(shè)計(jì)部門提供閥值范圍，其振動(dòng)值已出現(xiàn)超限情況。

3.2 測(cè)試狀態(tài)2(更換尾槳葉數(shù)據(jù)測(cè)試)

53.6 Hz頻率下的振動(dòng)為尾槳葉一階振動(dòng)，飛行員在飛行過程中感受的晃動(dòng)基本是由于直升機(jī)側(cè)向低頻振動(dòng)引起，此狀態(tài)下的振動(dòng)大對(duì)飛行員感官上影響較小，但是高頻振動(dòng)對(duì)直升機(jī)部件的損傷較大[5]。因此在出現(xiàn)異常振動(dòng)后，對(duì)直升機(jī)開展了重點(diǎn)檢查。

1)按照該型機(jī)維護(hù)手冊(cè)檢查內(nèi)容重點(diǎn)對(duì)尾槳葉、尾槳操縱、尾減速器進(jìn)行了詳細(xì)檢查；在未發(fā)現(xiàn)明顯異常后，擴(kuò)散檢查尾減速器安裝固定情況、水平安定面連接點(diǎn)是否松動(dòng)、減速箱齒輪有無磨損情況。

2)在未發(fā)現(xiàn)異常后，對(duì)尾槳葉完成了更換。

3)安裝VIBREX2000+測(cè)試設(shè)備測(cè)量尾槳基頻振動(dòng)值并進(jìn)行調(diào)整至0.2 IPS以下；完成了結(jié)合查看動(dòng)平衡調(diào)整后的振動(dòng)數(shù)據(jù)如圖10所示，其值為0.08 g，約為0.18 IPS，滿足動(dòng)平衡要求。

圖10 尾槳?jiǎng)悠胶庹駝?dòng)測(cè)試數(shù)據(jù)

4)在該架機(jī)更換尾槳葉飛行驗(yàn)證后，下載振動(dòng)數(shù)據(jù)并進(jìn)行分析，得到圖11，對(duì)比圖11和更換尾槳葉前的振動(dòng)數(shù)據(jù)情況，可以將不同飛行姿態(tài)下的尾槳一階振動(dòng)數(shù)據(jù)匯總得到表3。

圖11 更換尾槳葉后振動(dòng)數(shù)據(jù)

表3 更換尾槳葉前后數(shù)據(jù)對(duì)比表

5)從表3中的數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)可以看出，更換尾槳葉后，尾槳一階振動(dòng)沒有得到明顯的改善，因此得出更換尾槳葉未能有效地降低該架機(jī)尾槳一階振動(dòng)量。

3.3 測(cè)試狀態(tài)3(操縱調(diào)整及動(dòng)特性數(shù)據(jù))

鑒于更換尾槳葉措施無效后，考慮操縱系統(tǒng)部件可能與尾槳一階振動(dòng)(53.6 Hz)產(chǎn)生共振，地面對(duì)操縱系統(tǒng)進(jìn)行了動(dòng)特性試驗(yàn)[6]；檢查結(jié)果為操縱拉桿的固有頻率與尾槳一階振動(dòng)相差較遠(yuǎn)，故對(duì)操縱系統(tǒng)重新調(diào)整、尾斜軸的同軸度重新調(diào)整后得到超限的數(shù)據(jù)結(jié)果匯總(見表4)。

表4 調(diào)整后數(shù)據(jù)表

通過表4可以看出，在進(jìn)行操縱系統(tǒng)重新調(diào)整、尾斜軸的同軸度重新調(diào)整后，振動(dòng)結(jié)果并未得到良好的改善。但是通過表3和表4可以看出，尾槳一階振動(dòng)超限主要集中在直升機(jī)爬升階段。

3.4 測(cè)試狀態(tài)4(不同飛行狀態(tài)數(shù)據(jù))

鑒于尾槳一階振動(dòng)超限主要集中在直升機(jī)爬升階段，對(duì)該架直升機(jī)不同架次、不同狀態(tài)下的數(shù)據(jù)進(jìn)行大量的采集及分析得出的結(jié)果見表5。

表5 不同狀態(tài)、架機(jī)數(shù)據(jù)對(duì)比表

分析表5的數(shù)據(jù)可以得出：該架機(jī)在地速小于130 km/h、側(cè)滑角較大時(shí)，容易出現(xiàn)振動(dòng)超限的情況；而在平飛和大速度爬升過程中，振動(dòng)值基本不會(huì)出現(xiàn)超限的情況。

3.5 測(cè)試狀態(tài)5(不同機(jī)型數(shù)據(jù))

為了更好地對(duì)比該架機(jī)尾槳一階振動(dòng)水平，對(duì)場(chǎng)內(nèi)其他型號(hào)的直升機(jī)進(jìn)行了數(shù)據(jù)收集對(duì)比，并取某架機(jī)的參數(shù)如圖12所示，統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)結(jié)果見表6。

圖12 某架機(jī)53.6 Hz振動(dòng)數(shù)據(jù)

表6 不同直升機(jī)數(shù)據(jù)對(duì)比

分析圖12和表6可以看出，該架機(jī)同型號(hào)的直升機(jī)也出現(xiàn)了在爬升階段尾槳一階振動(dòng)超限情況，而其他型號(hào)的直升機(jī)在爬升階段尾槳一階振動(dòng)雖然有所增大，但是均小于超限值。

通過上述數(shù)據(jù)采集及分析，可以得出該架機(jī)的尾槳一階振動(dòng)在爬升階段會(huì)出現(xiàn)超限的情況，在飛行過程中，應(yīng)當(dāng)提醒飛行機(jī)組盡量減小直升機(jī)側(cè)滑并減少地速在130 km/h的停留時(shí)間。目前該架機(jī)尾槳一階振動(dòng)超限還需進(jìn)一步處理。

4 后續(xù)思考

由于振動(dòng)的危害，隨著科技發(fā)展，國(guó)內(nèi)直升機(jī)已經(jīng)開始陸續(xù)配裝振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，通過持續(xù)采集整機(jī)不同部位振動(dòng)的頻譜，發(fā)現(xiàn)直升機(jī)基本系統(tǒng)狀態(tài)的變化，及時(shí)采取必要的維修處理，提升直升機(jī)的可靠性和使用壽命。針對(duì)加裝了振動(dòng)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的直升機(jī)，在每個(gè)飛行架次后，均應(yīng)進(jìn)行常態(tài)化監(jiān)控飛參振動(dòng)數(shù)據(jù)。通過振動(dòng)分析軟件初步判定振動(dòng)是否出現(xiàn)超限情況[7-8]。

為了進(jìn)一步提高檢測(cè)數(shù)據(jù)的質(zhì)量，還可將振動(dòng)測(cè)試采集系統(tǒng)的數(shù)據(jù)與飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)的數(shù)據(jù)進(jìn)一步融合，得出振動(dòng)出現(xiàn)位置、頻率、幅度，發(fā)生的階段，飛行狀態(tài)、速度、重量等[9]。通過測(cè)量直升機(jī)在合格時(shí)(通常由機(jī)組人員感覺判斷)的各項(xiàng)振動(dòng)指標(biāo)，經(jīng)過多架機(jī)合格數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)，得出該型機(jī)振動(dòng)的基本數(shù)據(jù)，并以此合理設(shè)定閥值，再將檢測(cè)數(shù)據(jù)與閥值相比較，一方面可準(zhǔn)確判斷直升機(jī)的振動(dòng)性能，另一方面可以通過振動(dòng)趨勢(shì)曲線發(fā)現(xiàn)一些潛在的故障，降低維護(hù)成本，節(jié)省排故時(shí)間，提高維護(hù)質(zhì)量、效益和使用安全[10]。所以對(duì)測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行專業(yè)化的處理也尤為重要。