梁昆，王文濤

基于坐標(biāo)變換的直升機(jī)旋翼部件對(duì)機(jī)體異常振動(dòng)影響的研究

梁昆，王文濤

（中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn)333001）

旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)與固定翼飛機(jī)最根本的區(qū)別。旋翼動(dòng)部件對(duì)直升機(jī)機(jī)體部位振動(dòng)影響大，機(jī)理復(fù)雜，因此直升機(jī)振動(dòng)問題的分析處理往往給振動(dòng)工程人員帶來巨大困難和挑戰(zhàn)。以某型直升機(jī)在試飛過程中出現(xiàn)的異常振動(dòng)問題為例，從試飛測(cè)試、機(jī)理分析、數(shù)值仿真三個(gè)方面研究了直升機(jī)旋翼動(dòng)部件動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)對(duì)機(jī)體異常振動(dòng)的影響，給出了激勵(lì)頻率從旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系到固定坐標(biāo)系的傳遞關(guān)系，直升機(jī)旋翼動(dòng)部件對(duì)機(jī)體異常頻率振動(dòng)影響的結(jié)論。

直升機(jī)；試飛測(cè)試；振動(dòng)分析；數(shù)值仿真；坐標(biāo)轉(zhuǎn)換

直升機(jī)旋翼部件的旋轉(zhuǎn)對(duì)直升機(jī)機(jī)體振動(dòng)產(chǎn)生持續(xù)恒定的影響，槳葉在每變化一次的氣動(dòng)環(huán)境中，產(chǎn)生旋翼轉(zhuǎn)速Ω整數(shù)倍的持續(xù)的氣動(dòng)激振力，槳葉在氣動(dòng)激振力作用下產(chǎn)生揮舞、擺振及扭轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，氣動(dòng)激振力及槳葉運(yùn)動(dòng)的慣性力在槳轂上合成為槳轂力[1，2]。槳轂六力素通過主減速器等傳遞到機(jī)體結(jié)構(gòu)上，構(gòu)成了直升機(jī)機(jī)體振動(dòng)的主要振源，其主要頻率成分為kΩ（n=1、2、3...，k為槳葉片數(shù)）。

在直升機(jī)試飛時(shí)，振動(dòng)工程人員一般關(guān)注直升機(jī)的主旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)及傳動(dòng)系統(tǒng)等旋轉(zhuǎn)部件的轉(zhuǎn)速頻率Ω及等“常規(guī)”的激勵(lì)頻率下的振動(dòng)水平[3，4]。然而，直升機(jī)調(diào)整試飛過程中由于各種不確定因素的存在，導(dǎo)致直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)上出現(xiàn)一些“非常規(guī)”的異常振動(dòng)。直升機(jī)機(jī)體激勵(lì)源較多，且輕量化的機(jī)體結(jié)構(gòu)阻尼較小，對(duì)振動(dòng)的抑制效果差，導(dǎo)致各種激勵(lì)疊加，問題的定位分析困難。

本文以某型直升機(jī)在試飛中出現(xiàn)的異常振動(dòng)問題處理過程為例，通過試飛數(shù)據(jù)分析、理論方法建模的機(jī)理研究和動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算，研究了激勵(lì)力從旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系到直角坐標(biāo)系的傳遞關(guān)系。通過本次異常頻率振動(dòng)問題的處理，對(duì)處理異常振動(dòng)問題處理思路和措施提供了借鑒，給出了激勵(lì)頻率從旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系到固定坐標(biāo)系的傳遞關(guān)系，對(duì)直升機(jī)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)提供了有益的參考。

1 問題描述

某型直升機(jī)在進(jìn)行消速時(shí)，機(jī)體出現(xiàn)大幅度垂向振動(dòng)，振動(dòng)持續(xù)時(shí)間約為20 s，見圖1駕駛員腳蹬地板時(shí)域振動(dòng)曲線。由圖2中異常振動(dòng)時(shí)刻的頻譜可以看出，機(jī)體出現(xiàn)f1振動(dòng)頻率且振幅過大。f1并非旋翼轉(zhuǎn)速頻率及其倍數(shù)，因此對(duì)于此異常振動(dòng)的機(jī)理的分析和掌握對(duì)于直升機(jī)試飛安全有著尤為重要的意義。

圖1 振動(dòng)時(shí)域曲線

圖2 振動(dòng)增大時(shí)刻頻域曲線

2 問題分析

2.1 原因定位

由于機(jī)體異常振動(dòng)在持續(xù)長(zhǎng)達(dá)20 s的時(shí)間內(nèi)未衰減，因此懷疑其為旋翼動(dòng)部件傳遞給機(jī)體的激勵(lì)力作用。分析旋翼動(dòng)部件載荷曲線的頻譜發(fā)現(xiàn)，旋翼動(dòng)部件出現(xiàn)與異常振動(dòng)變化趨勢(shì)一致的載荷變動(dòng)，且出現(xiàn)f2頻率的載荷，見圖3和圖4.表1中分別列出旋翼系統(tǒng)部分動(dòng)部件Ω和f2頻率成分的載荷數(shù)據(jù)，同一位置數(shù)據(jù)以Ω頻率載荷為100 N/m進(jìn)行歸一化處理。

圖3 整流罩及支撐件頻域曲線

圖4 主槳葉根部揮舞彎矩頻譜曲線

表1 各位置對(duì)應(yīng)歸一化載荷幅值

通過分析可以確定，槳轂整流罩支撐件上f2頻率被外部激勵(lì)激起了較大的響應(yīng)，同時(shí)引起了主槳葉某個(gè)模態(tài)下的響應(yīng)，這與機(jī)體上f1的異常振動(dòng)在時(shí)間和變化規(guī)律上存在一定的關(guān)聯(lián)性。

2.2 機(jī)理研究

由旋翼動(dòng)力學(xué)理論可知，槳葉旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系與機(jī)體直角坐標(biāo)系作用力對(duì)應(yīng)關(guān)系式為：

其中，F(xiàn)Z為直角坐標(biāo)系Z向作用力力，R為旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系作用力。

由式（1）可以看出，除了R及M常量部分以外，諧波次數(shù)為槳葉片數(shù)k的整數(shù)倍數(shù)的分量才能合成起來形成頻率相同的FZ和MZ，其他分量都相互抵消。

推導(dǎo)出直角坐標(biāo)系下某一方向力的公式為：

其中，H為槳葉切向力。

用復(fù)數(shù)坐標(biāo)系來表示合成后的力，則式（2）和式（3）合成為：

由式（4）和圖5可以看出，旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系上的激振力的作用影響到固定坐標(biāo)系時(shí)，兩個(gè)反方向的回轉(zhuǎn)分量構(gòu)成了頻率為jkΩ的直角坐標(biāo)系中的激振力。

圖5 直角坐標(biāo)系中的槳轂力

在實(shí)際裝機(jī)中，直升機(jī)k片槳葉在裝機(jī)過程中存在一定誤差，因此假定其中一片槳葉激勵(lì)力增加一個(gè)小量，即軸向力為A1+δ、切向力為R1+δ，則有：

其中，n為正整數(shù)。

可以看出，直升機(jī)在飛行時(shí)，槳葉上若存在不能完全與其他槳葉平衡抵消的偶發(fā)激勵(lì)力時(shí)，會(huì)通過旋翼軸、主減速器等傳遞到機(jī)體結(jié)構(gòu)上。激振力在傳遞過程中，從旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到機(jī)體的直角坐標(biāo)系中時(shí)，在兩個(gè)坐標(biāo)系中矢量方向不一致的力的頻率會(huì)疊加旋翼轉(zhuǎn)速頻率Ω.

由此可確定式（7）的正確性，旋翼上頻率為f2的載荷成分通過旋翼軸、主減速器等轉(zhuǎn)換到直角坐標(biāo)系，疊加轉(zhuǎn)速頻率Ω后對(duì)機(jī)體形成f1的激振力作用，進(jìn)而引起了異常振動(dòng)。

2.3 仿真計(jì)算

通過表1中旋翼動(dòng)部件載荷數(shù)據(jù)分析看到，槳葉f2頻率的載荷與Ω頻率載荷相當(dāng)，而整流罩支撐件對(duì)應(yīng)頻率載荷卻比旋翼轉(zhuǎn)速頻率下的載荷還要高出三倍，因此對(duì)整流罩及支撐件進(jìn)行動(dòng)特性計(jì)算。

對(duì)整流罩及支撐件進(jìn)行動(dòng)特性計(jì)算，如圖6.可以發(fā)現(xiàn)，槳轂整流罩及支撐件最低階安裝頻率即為f2.可以初步認(rèn)定，該異常振動(dòng)產(chǎn)生的原因?yàn)橥饨鐨饬髯饔孟?，激起了槳轂整流罩支撐系統(tǒng)的固有特性的響應(yīng)，形成了相對(duì)持續(xù)且響應(yīng)較大的振動(dòng)，通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換進(jìn)行的頻率疊加變換，從而引起機(jī)體上異常頻率的振動(dòng)。

圖6 整流罩及支撐件動(dòng)特性計(jì)算

2.4 試飛驗(yàn)證

對(duì)整流罩支撐系統(tǒng)進(jìn)行重新設(shè)計(jì)和動(dòng)力學(xué)計(jì)算試驗(yàn)。新設(shè)計(jì)槳轂整流罩固有頻率避開原整流罩頻率。新設(shè)計(jì)整流罩裝機(jī)后試飛，此現(xiàn)象不再?gòu)?fù)現(xiàn)。

3 結(jié)論

本文通過理論模型推導(dǎo)、試飛數(shù)據(jù)分析、動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算以及試飛驗(yàn)證四步，對(duì)某型直升機(jī)試飛過程中的一例異常振動(dòng)進(jìn)行了分析，得出直升機(jī)旋翼系統(tǒng)動(dòng)部件對(duì)機(jī)體異常頻率振動(dòng)的影響，得到以下結(jié)論：

（1）直升機(jī)旋翼系統(tǒng)不僅需要考慮旋翼轉(zhuǎn)速頻率和通過頻率對(duì)機(jī)體的影響，還需要考慮旋翼系統(tǒng)動(dòng)部件的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)。

（2）對(duì)于存在旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的設(shè)備，如直升機(jī)旋翼、大型設(shè)備機(jī)輪等出現(xiàn)的異常頻率振動(dòng)，可以考慮經(jīng)過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換后耦合頻率疊加的影響。

[1]航空航天工業(yè)部科學(xué)技術(shù)研究院.直升機(jī)動(dòng)力學(xué)手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1991

[2]張曉谷.直升機(jī)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1995.

[3]鄧景輝，方永紅.直升機(jī)旋翼錐體與平衡調(diào)整方法研究[J].直升機(jī)技術(shù)，2014（1）：9-13.

[4]蘇越.某型直升機(jī)顯示器振動(dòng)排故分析[J].硅谷，2013（21）：52-53.

[5]GJB720A.5-2012.軍用直升機(jī)強(qiáng)度規(guī)范-振動(dòng)、氣動(dòng)機(jī)械及氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性[S].北京：國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì)，2012.

Study of Impact of the Rotor Components on Abnormal Vibration of Helicopter Airframe Based on Coordinate Transformation

LIANG Kun，WANG Wen-tao
（China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen Jiangxi 333001，China）

Rotor is the fundamental difference between helicopter and airplane.The vibration problems of helicopter bring difficulties and challenges.In this study，one abnormal vibration problem of the helicopter was solved by using flight data，mathematic model and numerical simulation.The result shows that the dynamic design of helicopter rotor components influents the helicopter airframe.The research conforms the excitation force frequency transformation between rotating coordinate and rectangular coordinate which leads to better dynamic design of rotor components.

helicopter；flight measurement；vibration；numerical simulation；coordinate transformation

V275.1；O329

A

1672-545X（2017）07-0057-03

2017-04-09

梁昆（1989-），男，河北石家莊人，碩士研究生，助理工程師，研究方向：振動(dòng)設(shè)計(jì)與分析。