胥青青，紀(jì)明，趙創(chuàng)社，楊光，王生讓，柯詩劍

（西安應(yīng)用光學(xué)研究所，西安710065）

直升機(jī)桅桿式穩(wěn)瞄具振動(dòng)環(huán)境測(cè)試分析

胥青青，紀(jì)明，趙創(chuàng)社，楊光，王生讓，柯詩劍

（西安應(yīng)用光學(xué)研究所，西安710065）

對(duì)某直升機(jī)桅桿式穩(wěn)瞄具振動(dòng)環(huán)境進(jìn)行實(shí)際測(cè)試，設(shè)計(jì)體積重量與真實(shí)穩(wěn)瞄具完全相同的模擬件和測(cè)試設(shè)備（IMU）。分別進(jìn)行25 m懸停和160 km/h前飛條件下的測(cè)試飛行，測(cè)試結(jié)果表明25 m懸停狀態(tài)下，振動(dòng)最小；隨著前飛速度增加，振動(dòng)加??；測(cè)試結(jié)果還表明振動(dòng)環(huán)境中不但存在線振動(dòng)，而且也存在角擾動(dòng)。測(cè)試結(jié)果對(duì)穩(wěn)瞄具的前期設(shè)計(jì)和地面試驗(yàn)提供準(zhǔn)確的原始輸入數(shù)據(jù)。

振動(dòng)與波；桅桿式穩(wěn)瞄具；直升機(jī)；慣性測(cè)量單元

世界各個(gè)軍事強(qiáng)國從上世紀(jì)70年代就已開始研制直升機(jī)桅桿式穩(wěn)瞄具?；⑹街鄙龣C(jī)是由德國和法國聯(lián)合研制，如圖1所示，該機(jī)裝有桅桿式旋冀主軸瞄準(zhǔn)具，內(nèi)裝有電視、前視紅外、激光測(cè)距等裝置。美國貝爾公司研制的OH-58 D型雙座輕型偵察直升機(jī)，如圖2所示，OH-58 D的瞄準(zhǔn)具也安裝在桅桿頂上，該瞄準(zhǔn)具含有電視攝影機(jī)，熱像儀和激光測(cè)距/目標(biāo)照射器,同時(shí)具有穩(wěn)定裝置。

與傳統(tǒng)的穩(wěn)瞄具相比，桅桿式穩(wěn)瞄具具有明顯的優(yōu)勢(shì)，安裝在整架直升機(jī)的最高點(diǎn)，因此能提供非常好的視野，可使直升機(jī)躲在隱蔽物后方，伸出瞄準(zhǔn)具觀測(cè)，這樣大大降低了被對(duì)方發(fā)現(xiàn)的幾率，提高了戰(zhàn)時(shí)的生存能力。桅桿式穩(wěn)瞄具使載機(jī)能夠看得更遠(yuǎn)、瞄得更準(zhǔn)，從而提高直升機(jī)的機(jī)動(dòng)打擊能力和偵察探測(cè)能力，進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)“先敵發(fā)現(xiàn)、先敵認(rèn)知、先敵決策、先敵開火、先敵摧毀”[1]。

圖1 德法“虎”式直升機(jī)

圖2 美國OH-58D直升機(jī)

桅桿式穩(wěn)瞄具在我國研究起步較晚，公開的文獻(xiàn)[2]以直X型機(jī)為平臺(tái)，研究了桅桿式瞄準(zhǔn)具對(duì)直升機(jī)振動(dòng)的影響，但是直升機(jī)主振頻率、振動(dòng)量級(jí)和譜形由于直升機(jī)類型的不同變化很大，即使是同一類直升機(jī)，由于振源的位置和強(qiáng)度不同及結(jié)構(gòu)兒何形狀和剛度的不同，變化也很大。所以，應(yīng)通過實(shí)測(cè)來獲得詳盡真實(shí)的振動(dòng)數(shù)據(jù)。

本文首先介紹了整體穩(wěn)定的原理，推導(dǎo)了振動(dòng)傳導(dǎo)和耦合的基本公式，針對(duì)直升機(jī)桅桿頂部特殊的振動(dòng)環(huán)境，設(shè)計(jì)了專用的振動(dòng)環(huán)境測(cè)試設(shè)備，最后給出了測(cè)試結(jié)果。

1 整體穩(wěn)定原理

經(jīng)典整體穩(wěn)定速率穩(wěn)定回路如圖1所示，由圖1可知，影響瞄準(zhǔn)線穩(wěn)定的主要因素是擾動(dòng)力矩Md。由于受到原理限制，整體穩(wěn)定的速率穩(wěn)定回路的帶寬是有限的，通常只能達(dá)到20～30 Hz，因而速率穩(wěn)定回路的隔離度只能是一個(gè)有限值。對(duì)于線性定常系統(tǒng)來說，確定的輸入必然會(huì)得到確定的輸出，擾動(dòng)Md的大小直接決定瞄準(zhǔn)線的穩(wěn)定程度。因此，準(zhǔn)確知道擾動(dòng)Md的幅值和頻譜特性，對(duì)于速率穩(wěn)定回路的靜態(tài)設(shè)計(jì)和動(dòng)態(tài)綜合具有指導(dǎo)意義，同樣能夠保證地面試驗(yàn)的準(zhǔn)確性。

圖1 穩(wěn)定回路模型

2 基座振動(dòng)影響分析

諸多文獻(xiàn)[3―5]顯示，載機(jī)振動(dòng)是造成穩(wěn)瞄具穩(wěn)定精度下降的主要因素，劇烈的振動(dòng)直接影響機(jī)載光電設(shè)備的成像質(zhì)量。在各種復(fù)雜條件下，比如發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)、姿態(tài)調(diào)整、載機(jī)大機(jī)動(dòng)等，振動(dòng)量級(jí)會(huì)顯著增加，振動(dòng)環(huán)境不但包括線振動(dòng)，而且也存在較大幅度的角擾動(dòng)[6，7]。因此，需要對(duì)這兩種擾動(dòng)均進(jìn)行分析。

典型的整體穩(wěn)定式穩(wěn)瞄具結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化框圖如圖2所示。穩(wěn)瞄具光具座安裝在兩軸結(jié)構(gòu)框架上，光學(xué)傳感器和速率陀螺均安裝在光具座上，速率陀螺敏感軸和光軸同軸。以光具座的中心為坐標(biāo)原點(diǎn)建立坐標(biāo)系O XYZ，X軸和瞄準(zhǔn)線同軸，Y為俯仰軸，Z為方位軸，質(zhì)心在圖2所示m0位置，坐標(biāo)為(x0,y0,z0)。此時(shí)光具座顯然是一個(gè)力不平衡系統(tǒng)，假設(shè)系統(tǒng)只有x方向線振動(dòng)時(shí)，光具座本身沒有振動(dòng)，光具座的振動(dòng)也只是由基座傳給光具座的線振動(dòng)，設(shè)基座受到的振動(dòng)為。

圖2 結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化框圖

x=A cosωt，基座傳給內(nèi)環(huán)的振動(dòng)加速度為：ax=Aω2cosωt，光具座所受的力矩為

其中：m為質(zhì)量，ρ為密度系數(shù)，l為各質(zhì)量離質(zhì)心的位置向量。

因?yàn)榧铀俣确较驗(yàn)閤方向，與lx方向平行，與ly和lz方向均相差90°，并由質(zhì)心的定義以及矢量運(yùn)算可得，光具座所受力矩為：

該力矩在方位方向的分量為：axm0z0，在俯仰方向的分量為：axm0y0，該力矩使得光具座的方位與俯仰兩方向均有一定的角加速度，其中：

方位方向的角加速度為

俯仰方向的角加速度為

其中I俯仰為俯仰方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，I方位為方位方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

穩(wěn)瞄具的另外一個(gè)主要擾動(dòng)源是軸系的摩擦力[8]，基座的角擾動(dòng)主要通過摩擦力傳導(dǎo)到光具座，摩擦是一種復(fù)雜的、非線性的、具有不確定性的自然現(xiàn)象。對(duì)于穩(wěn)瞄具速率穩(wěn)定回路而言,相對(duì)運(yùn)動(dòng)的過程中必然存在摩擦，而大部分摩擦力產(chǎn)生于軸承，摩擦力矩的實(shí)際特性如圖3所示。在ω=0附近（0＜ω＜ωa）斜率?M/?ω＜0，靜摩擦力矩Mc最大；當(dāng)ω a＜ω＜ωc時(shí)?M/?ω＞0，摩擦力減小；當(dāng)ω＞ωc時(shí)?M/?ω≈0，摩擦力轉(zhuǎn)變?yōu)榉€(wěn)定的動(dòng)摩擦。對(duì)圖2所示的框架而言，當(dāng)基座有角振動(dòng)時(shí)，摩擦力直接以擾動(dòng)力矩的形式作用于光具座，必然會(huì)引起瞄準(zhǔn)線的抖動(dòng)。

圖3 摩擦模型

由以上分析可知，基座的線振動(dòng)和角振動(dòng)均引起了瞄準(zhǔn)線的抖動(dòng)，對(duì)于穩(wěn)瞄具控制系統(tǒng)而言，直接影響系統(tǒng)穩(wěn)定精度。

3 測(cè)試裝置

針對(duì)載機(jī)線振動(dòng)和角振動(dòng)的測(cè)試要求，所選的測(cè)試裝置必須同時(shí)具備測(cè)量3軸線振動(dòng)和3軸角振動(dòng)的能力。因此，選用高精度的IMU作為測(cè)試裝置的核心傳感器。IMU可用于測(cè)試載體靜止和運(yùn)動(dòng)過程中的復(fù)雜的三維運(yùn)動(dòng)信息，提供載體的三維速度、角速度和線加速度等信息。測(cè)試模擬件的設(shè)計(jì)遵循和真實(shí)穩(wěn)瞄具同體積、同重量的原則，測(cè)試設(shè)備經(jīng)過調(diào)整，保證和瞄準(zhǔn)線指向一致。測(cè)試模擬件通過過度件和直升機(jī)桅桿相連，模擬件的安裝零位和機(jī)軸保持一致，IMU安裝模擬件內(nèi)部的安裝關(guān)系如圖4所示。過度件一端和載機(jī)相連，另外一端坐裝模擬件，過度件高度可以根據(jù)不同應(yīng)用進(jìn)行相應(yīng)的調(diào)整。測(cè)試設(shè)備（IMU）具有相互正交的三個(gè)敏感軸，X向?yàn)槟M件俯仰軸，Y向?yàn)槟M件橫滾軸，Z向?yàn)槟M件方位軸。測(cè)試設(shè)備的控制解算箱安裝在飛機(jī)機(jī)艙內(nèi)部，實(shí)時(shí)記錄飛行過程中的數(shù)據(jù)。

圖4 IMU安裝位置

3.1 測(cè)試設(shè)備組成

該測(cè)試設(shè)備由慣性測(cè)量單元（IMU）、控制解算箱和數(shù)據(jù)處理軟件三部分組成。IMU包括三軸正交安裝的高精度光纖、石英加速度計(jì)和處理電路等。控制解算箱包括實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)設(shè)備、二次電源。系統(tǒng)處理軟件可以顯示采集的數(shù)據(jù)，并進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，包括數(shù)據(jù)平均值、和、標(biāo)準(zhǔn)差、最大值、最小值、方差、極差、均方根（RMS）分析計(jì)算，也可以實(shí)現(xiàn)用FFT對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜特性分析等，同時(shí)能夠顯示和保存分析結(jié)果。測(cè)試設(shè)備組成圖如圖5所示。

圖5 測(cè)試設(shè)備組成組成圖

3.2 IMU技術(shù)指標(biāo)

IMU采用三軸加速度計(jì)測(cè)量載體線加速度，技術(shù)指標(biāo)如表1所示，采用三軸光纖陀螺，用于測(cè)量載體的三維角速度，技術(shù)指標(biāo)如表2所示。

4 測(cè)試結(jié)果

直升機(jī)最主要的振源來自旋翼和尾槳系統(tǒng)。這些振源的振動(dòng)頻率相對(duì)較低，可通過機(jī)身傳到機(jī)體的各個(gè)部位，形成獨(dú)特的以周期振動(dòng)為主，并疊加有較低寬帶隨機(jī)振動(dòng)的振動(dòng)環(huán)境[9―11]。所以直升機(jī)振動(dòng)環(huán)境的特點(diǎn)是在較寬的隨機(jī)頻譜上疊加了很大的振動(dòng)峰值，所以需要對(duì)其做頻譜分析，以確定其主要振動(dòng)頻率點(diǎn)和其幅值。進(jìn)行了25 m懸停和160 km/ h前飛測(cè)試。圖6為載機(jī)160 km/h平飛狀態(tài)下方位陀螺測(cè)試結(jié)果，通過FFT變化后其主要角擾動(dòng)頻率為6、12和2 4 Hz，擾動(dòng)幅值分別為0.7、3.8和4.26（°/ s）。圖7為載機(jī)160 km/h平飛狀態(tài)下X向線加速度測(cè)試結(jié)果，其主要線振動(dòng)頻率也為6、12和24 Hz，振動(dòng)幅值分別為0.05、0.478和0.539（g）。

表1 加速度計(jì)技術(shù)指標(biāo)

表2 光纖陀螺技術(shù)指標(biāo)

圖6 160 Km/h平飛角速度測(cè)試結(jié)果

圖7 160 km/h平飛線加速度測(cè)試結(jié)果

圖8載機(jī)25 m懸停狀態(tài)下方位陀螺測(cè)試結(jié)果，主要角擾動(dòng)頻率為6、12和24 Hz，擾動(dòng)幅值分別為0.23、0.15和0.28（°/s）。圖9載機(jī)25 m懸停狀態(tài)下X向線加速度測(cè)試結(jié)果，主要角擾動(dòng)頻率為6、12和24 Hz，擾動(dòng)幅值分別為0.017、0.034和0.096（g）。

在圖5、6、7、8中，除6、12和24 Hz以外，其他頻率區(qū)間角擾動(dòng)和線振動(dòng)的幅值均很小，可理解為隨機(jī)振動(dòng)，所以各種飛行狀態(tài)下的測(cè)試數(shù)據(jù)主要振幅均集中在6、12和24 Hz。

對(duì)比圖5、6、7、8可知，25 m懸停狀態(tài)下，定頻振動(dòng)較160 km/h前飛狀態(tài)小近一個(gè)數(shù)量級(jí)；160 km/h前飛各數(shù)據(jù)明顯增大加大，主要是由于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速增加引起；25 m懸停狀態(tài)較前飛狀態(tài)低頻擾動(dòng)更豐富。

圖8 懸停角速度測(cè)試結(jié)果

圖9 懸停線加速度測(cè)試結(jié)果

以上僅對(duì)定頻幅值進(jìn)行了對(duì)比，載機(jī)的隨機(jī)振動(dòng)也是一個(gè)不可忽略的因素，圖10給出了25 m懸停和160 km/h前飛狀態(tài)下X向加計(jì)數(shù)據(jù)。由圖可知，受到載機(jī)影響，50 Hz以下隨機(jī)幅值較大。50～150 Hz之間均小于4 m g。150 Hz以后有所放大。

5 結(jié)語

本文通過測(cè)試獲得了某直升機(jī)桅桿式穩(wěn)瞄具的裝機(jī)環(huán)境，為穩(wěn)瞄具的前期設(shè)計(jì)，靜態(tài)仿真提供了正確的輸入，在后期的地面試驗(yàn)優(yōu)選最苛刻的試驗(yàn)條件，使得地面試驗(yàn)條件與實(shí)際裝機(jī)工作狀態(tài)一致，保證了地面試驗(yàn)結(jié)果的真實(shí)性。

圖10 隨機(jī)振動(dòng)測(cè)試結(jié)果

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Test and Analysis of Vibration Environment of Helicopter’s Mast Mounted Sight

XU Qing-qing,JI M ing,ZHAO Chuang-she, YANG Guang,WANG Sheng-rang,KE Shi-jian

(Xi’an Institute of Applied Optics,Xi’an 710065,China)

In order to test the vibration environment of helicopter’s mast mounted sight(MMS),the test equipment IMS (inertia measurement unit)and the MMS model which have the same size and weight as the real MMS are designed.Tests of 25 m hovering flight,120 km/h forward flight and 160km/h forward flight for the helicopter are conducted.The results show that vibration of the MMS model is the smallest in 25 m hovering flight state.With the forward speed increasing,the vibration is intensified.There exist both line vibration and angle vibration in the vibration environment of the MMS.The results have supplied the primary input data for prelim inary design and ground test of the MMS.

vibration and wave;mast mounted sight(MMS);helicopter;inertia measurement unit(IMU)

TB52；TJ85

A

10.3969/j.issn.1006-1335.2014.01.013

1006-1355(2014)01-0052-05

2013-04-20

胥青青（1981-），男，陜西省鳳翔縣人，博士研究生，目前從事機(jī)載光電穩(wěn)瞄伺服控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和瞄準(zhǔn)線高精度穩(wěn)定技術(shù)研究。

E-mail:9001444@QQ.com