伍特輝，劉軍樂

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

限力控制在直升機槳轂中心動特性試驗中的應(yīng)用

伍特輝，劉軍樂

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

槳轂中心動特性試驗是直升機在動力學(xué)試驗中設(shè)計、故障診斷的分析試驗之一，為“地面共振”分析提供槳轂中心的動力特性參數(shù)，為其設(shè)計改進(jìn)提供依據(jù)。以某直升機槳轂中心為試驗研究對象，針對試驗中的限力控制對試驗的影響及其優(yōu)缺點進(jìn)行了探討，并與不限力掃頻試驗作對比分析，為以后的研究工作提供技術(shù)支撐。

槳轂中心;限力控制;試驗研究;地面共振

0 引言

“地面共振”是直升機在地面運轉(zhuǎn)時旋翼與機體耦合的自激動不穩(wěn)定運動現(xiàn)象，是直升機動力學(xué)的基本問題之一。這種耦合系統(tǒng)的動不穩(wěn)定性一旦發(fā)生，幾秒鐘內(nèi)就可使槳葉擺振和機體振動的幅度達(dá)到毀壞直升機的程度。為了給直升機“地面共振”分析提供依據(jù)，需要提供槳轂中心的動力特性參數(shù)，這就要求對其整體及主要分系統(tǒng)和組件進(jìn)行充分的力學(xué)環(huán)境試驗。

傳統(tǒng)的直升機槳轂中心動力學(xué)振動試驗使用不限力正弦掃頻，很容易出現(xiàn)過載，且信噪比低，試驗精度不高，這種過載極易造成直升機及其部件損傷。為了克服這種情況，在試驗中限制直升機槳轂中心和試驗夾具之間的振動力幅值，即采用限力控制技術(shù)。

與傳統(tǒng)的不限力正弦掃頻試驗不同，在限力控制技術(shù)中，首先要制定合適的力幅值條件，其次要掌握力測量和控制技術(shù)，因此對限力試驗條件、力測量設(shè)備、力信號采集和處理技術(shù)等都提出了很高的要求。限力控制方法從20世紀(jì)90年代開始逐漸在NASA和歐空局得到應(yīng)用。1990年，NASA噴氣推進(jìn)實驗室(JPL)在某飛行器組件振動試驗失敗的情況下，首次在試驗中嘗試采用力信號控制方法?，F(xiàn)在，NASA噴氣推進(jìn)實驗室、戈達(dá)德航天中心及其承包商在許多振動試驗中都采用了力值控制技術(shù)［1，2］。在我國，限力控制方法的研究還處于起步階段，北京某工程研究所開展了限力控制技術(shù)的研究工作，使用某承力筒進(jìn)行了限力控制試驗研究，并取得了一定的成果［3－5］。本文針對某直升機槳轂中心進(jìn)行限力控制技術(shù)的試驗嘗試，分析這種技術(shù)在提高試驗精度、提高信噪比及抑制力過載等方面的優(yōu)點及缺點，尋找下階段研究的方向和需要解決的技術(shù)難點。

1 理論基礎(chǔ)

1．1 限力控制原理

在振動實驗室中的限力控制試驗通常使用拉壓力傳感器，傳感器安裝于試驗件與激振裝置之間的界面內(nèi)，利用如下公式控制力信號。

其中，F(xiàn)為測量的基礎(chǔ)輸入力;F0為參考的限力幅值;a為容差。

1．2 計算原理

槳轂中心動特性試驗是利用一個輸入力信號，通過調(diào)節(jié)控制，得到其位移響應(yīng)或加速度響應(yīng)，從而得到槳轂中心的頻響函數(shù)，以下是頻響函數(shù)的計算公式。

其中，H(w)為頻響函數(shù);X(w)為輸出響應(yīng);F(w)為輸入激勵。

2 某型機槳轂中心動特性試驗

2．1 試驗平臺

直升機槳轂中心動特性試驗由模擬升力卸載子系統(tǒng)、激振裝置子系統(tǒng)、位移測量子系統(tǒng)、力測量子系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等組成。

試驗是在有升力卸載的狀態(tài)下進(jìn)行的，因此試驗過程中必須對試驗機進(jìn)行升力卸載模擬。升力卸載模擬是通過對試驗機施加向上的拉力來實現(xiàn)的，模擬升力卸載子系統(tǒng)包括:電動吊車、橡皮繩組、測力傳感器、和吊環(huán)單叉等。整個激振系統(tǒng)由液壓作動缸、激振桿和安裝臺架組成，液壓作動缸提供激勵力。某型機槳轂中心動特性側(cè)向試驗激振如圖1所示。

2．2 試驗控制原理

不限力正弦掃頻是一種測量頻響函數(shù)的典型方法，在預(yù)先選定的頻率范圍內(nèi)，從最低頻到最高頻選定足夠的離散頻率值，每次用一個頻率給出激勵信號，測出該激勵的穩(wěn)定響應(yīng)，再步進(jìn)到下一個頻率，進(jìn)行同樣的測量，直到所有預(yù)定頻率的離散點全部步進(jìn)完畢?？刂圃砣鐖D2所示。

限力控制是在正弦掃頻的基礎(chǔ)上將力信號作為響應(yīng)控制信號進(jìn)行限幅控制，控制原理如圖3所示?？刂葡到y(tǒng)首先根據(jù)控制軟件產(chǎn)生電壓信號，經(jīng)可變增益放大器輸入給功率放大器，由功率放大器把電壓信號放大后驅(qū)動液壓作動缸。安裝在激振桿上的載荷傳感器測得的力反饋給控制系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)將激振的實際載荷和要求的載荷加以比較，并通過一系列的處理將實際載荷調(diào)整到要求的力幅值，以保證激振桿按要求的試驗條件運動。

3 試驗結(jié)果對比分析

為了驗證限力控制技術(shù)的可行性及其優(yōu)缺點，在此取某型機槳轂中心動特性的側(cè)向試驗進(jìn)行對比。

首先使用不限力快速正弦掃頻，輸入一個正弦掃頻信號進(jìn)行掃頻試驗，選定頻率步長為0．02Hz，測得槳轂中心的位移信號，得出其位移頻響函數(shù)曲線。當(dāng)掃頻信號經(jīng)過共振峰時，試驗機震蕩非常大，力幅值迅速衰減，不易于控制，如圖4所示。

然后在不限力掃頻試驗的基礎(chǔ)上，采用第一階頻率100N和第二階頻率500N作為力的限幅控制條件，進(jìn)行力限控制試驗，得出其位移頻響函數(shù)曲線。在力限控制中，由于對力幅值進(jìn)行了限制(力譜曲線如圖5所示)，因此掃頻信號經(jīng)過共振峰時試驗機比較平穩(wěn)，易于控制，可以有效地避免過試驗的發(fā)生。

由圖5可以看出，經(jīng)過力限控制后，位移頻響函數(shù)曲線更平穩(wěn)光滑，波動小，其信噪比得到了很大的改善，有利于試驗數(shù)據(jù)的后處理。

經(jīng)數(shù)據(jù)處理后得到直升機的模態(tài)參數(shù)，模態(tài)頻率和阻尼見表1，振型見圖6、圖7。從表1可以看出，限力控制應(yīng)用在槳轂中心動特性試驗中，提高了試驗精度和模態(tài)置信度。究其原因在于:限力控制對力幅值進(jìn)行了有效控制，加速度和頻響曲線更加光滑，信噪比得到了提高，減小了試驗誤差。由于直升機槳轂中心動特性試驗著重關(guān)注的是槳榖中心的傳遞函數(shù)及頻率，因此測點比較少，但是也可以從圖6、圖7的振型中得出一階為平動和二階為俯仰，這與直升機真實模態(tài)振型是相吻合的。

表1 某型機80%升力側(cè)向模態(tài)頻率及阻尼比較

4 結(jié)論及展望

在某型機槳轂中心動特性試驗中嘗試了力限控制，并與傳統(tǒng)掃頻試驗對比，可以得到以下結(jié)論:

1)限力控制技術(shù)在槳轂中心試驗中進(jìn)行了有效控制，驗證了限力控制技術(shù)在直升機試驗中的可行性和有效性。

2)在試驗機處于共振峰時，由于限力控制限定了力幅值，可以有效地避免過試驗的發(fā)生。

3)限力控制技術(shù)應(yīng)用在直升機槳轂中心動特性試驗中，提高了試驗精度及模態(tài)置信度，對試驗數(shù)據(jù)的信噪比有很大的改善，有利于后續(xù)的“地面共振”分析。

同時，通過此次的嘗試性試驗發(fā)現(xiàn)，要想把力限控制技術(shù)有效應(yīng)用到我國的直升機試驗中去，還有許多關(guān)鍵技術(shù)需要攻克，包括:在控制力幅值時，同時進(jìn)行加速度控制;力限試驗夾具的設(shè)計和優(yōu)化;限力控制中最佳力幅值的快速確定等等。

隨著我國航空事業(yè)的發(fā)展，對動力學(xué)環(huán)境試驗的要求也越來越高，這就需要不斷提高動力學(xué)環(huán)境試驗的控制技術(shù)及其有效性，使動力學(xué)試驗技術(shù)跟上國際發(fā)展水平。

［1］ NASA．Force limited vibration testing［S］．NASA Technical Handbook 7004B，Jan 2003．

［2］ NASA．Force limited vibration testing monograph［R］．NASA Reference Publication RP－1403，May 1997．

［3］ 張俊剛，龐賀偉．振動試驗中力限控制技術(shù)［J］．航天器環(huán)境工程，2005，22(5):253—256．

［4］ 岳志勇，張俊剛，馮咬齊，等．力限試驗夾具及FMD技術(shù)研究［J］．航天器環(huán)境工程，2007，24(4):244－247．

［5］ 李新明，岳志勇，張俊剛，等．力限控制技術(shù)的試驗研究［J］．強度與環(huán)境，2008，35(4):8－11．

The Force Limited Application in Dynamic Characteristics Test of Helicopter Hub Center

WU Tehui，LIU Junle
(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China)

The test of dynamic characteristics of the hub center is one of the analyzing test，for designing in the dynamic test and diagnosing malfunction．It offers the dynamic characteristic parameters of the hub head for analyzing ground resonance and the gist for the designing and ameliorating．In this paper，taking the helicopter to the researched object of the test，it discussed the influence of force control in test and the merits or the defects，contrasted against no control force swept test，to offer the technology for the coming study．

hub center;force limited;test research;ground resonance

V216．2

A

1673-1220(2017)02-061-04

2016－09－30

伍特輝(1985－)，男，湖南新化人，碩士，工程師，主要研究方向:直升機動力學(xué)與抗墜毀。