王正峰，趙文梅，李燕秀

(1.海軍駐南昌地區(qū)軍事代表室，江西 南昌 330001;2.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)尾槳固有頻率是直升機(jī)旋翼系統(tǒng)動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)中一個(gè)重要的參數(shù)，它直接影響尾槳性能甚至全機(jī)振動(dòng)水平，因此在設(shè)計(jì)階段需要合理配置尾槳各階模態(tài)頻率。由于受尾槳構(gòu)型和具體結(jié)構(gòu),復(fù)合材料的分散性及工藝不穩(wěn)定性,孤立旋翼動(dòng)力學(xué)計(jì)算時(shí)未考慮機(jī)身、扭振系統(tǒng)等因素的影響，尾槳固有頻率理論計(jì)算結(jié)果與實(shí)際值可能存在一定的偏差，故通過(guò)尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動(dòng)特性試驗(yàn)測(cè)試尾槳固有頻率成為尾槳研制工作的重要環(huán)節(jié)之一，也為后續(xù)設(shè)計(jì)改進(jìn)、改型提供試驗(yàn)依據(jù)。

國(guó)內(nèi)外旋翼學(xué)者對(duì)旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下旋翼固有特性測(cè)試工作開(kāi)展了廣泛研究。文獻(xiàn)[1]-[6]分別對(duì)UH-1D、“虎”式直升機(jī)旋翼、S-76無(wú)軸承旋翼、“Comanche”無(wú)軸承旋翼、EC155旋翼、Yamaha R-50無(wú)人直升機(jī)旋翼開(kāi)展了旋翼固有特性試驗(yàn)，但上述文獻(xiàn)未提供固有頻率測(cè)試與識(shí)別的詳細(xì)方法。

黃珺、鄧景輝等人[7]進(jìn)行了全尺寸旋翼固有特性測(cè)試工作，旋翼在旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下通過(guò)自動(dòng)傾斜器激振，對(duì)應(yīng)變響應(yīng)進(jìn)行分析，找出其固有頻率，針對(duì)旋翼試驗(yàn)中干擾因素多等特點(diǎn)，提出了一種將時(shí)域數(shù)據(jù)分段處理的新方法。尹春望與黃建萍等人[8]采用激振器階梯式掃頻方式識(shí)別直升機(jī)動(dòng)部件綜合系統(tǒng)動(dòng)力特性，這種泛掃頻結(jié)合精掃頻的頻率識(shí)別技術(shù)既能避免識(shí)別頻率的遺漏，又能保證一定的試驗(yàn)精度。周云與胡和平[9]通過(guò)將固定坐標(biāo)系下的激勵(lì)位移信號(hào)與旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的槳葉響應(yīng)信號(hào)同步采集、激勵(lì)位移信號(hào)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換、激勵(lì)響應(yīng)信號(hào)重采樣處理等步驟，發(fā)展了基于傳遞函數(shù)分析的旋轉(zhuǎn)槳葉固有頻率識(shí)別方法，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

傳統(tǒng)旋翼動(dòng)特性識(shí)別激勵(lì)輸入一般采用激振器[7-9]，激振頻率一般小于50Hz?？紤]直升機(jī)尾槳的轉(zhuǎn)速比較高，故某階固有頻率有可能比激振器激勵(lì)頻率大。為解決傳統(tǒng)激振器激勵(lì)方法不能識(shí)別高于50Hz尾槳頻率的問(wèn)題，本文發(fā)展了基于升降轉(zhuǎn)速自然激勵(lì)的尾槳固有頻率識(shí)別方法，并通過(guò)某型機(jī)尾槳?jiǎng)犹匦栽囼?yàn)，進(jìn)行尾槳固有頻率識(shí)別分析與考核驗(yàn)證。

1 升降轉(zhuǎn)速自然激勵(lì)固有頻率識(shí)別方法

1.1 基本原理

結(jié)合共振圖說(shuō)明升降轉(zhuǎn)速自然激勵(lì)固有頻率識(shí)別方法的基本原理。圖1為某型機(jī)尾槳共振圖，隨著尾槳轉(zhuǎn)速變化，當(dāng)氣動(dòng)諧波自然激振頻率與模態(tài)固有頻率重合時(shí)，必然引起共振。在共振圖中虛線為前8階氣動(dòng)諧波，粗實(shí)線為前3階固有頻率比，虛線與實(shí)線的交點(diǎn)為理論共振點(diǎn)。試驗(yàn)過(guò)程中，共振在信號(hào)輸出上的表現(xiàn)是該階諧波分量的載荷突增，通過(guò)諧波分析識(shí)別出共振點(diǎn)以及對(duì)應(yīng)的諧波。圖1中圓點(diǎn)為識(shí)別出的共振點(diǎn)，由于前三階固有頻率比曲線相隔較遠(yuǎn)，共振點(diǎn)為哪階固有頻率很好判斷。

圖1 某型機(jī)尾槳共振圖

1.2 數(shù)據(jù)處理

結(jié)合尾槳葉振型圖，在尾槳葉載荷敏感點(diǎn)貼電阻應(yīng)變片測(cè)量載荷，采用光電傳感器或磁傳感器測(cè)量尾槳的相鍵信號(hào)，載荷信號(hào)與相鍵信號(hào)同步采集。

利用MATLAB軟件編譯數(shù)據(jù)處理分析源程序，主要包含三部分內(nèi)容：相鍵信號(hào)處理，采用傅里葉變換對(duì)載荷進(jìn)行諧波分析，繪制各階諧波隨轉(zhuǎn)速變化的曲線。主要流程如圖2所示。

圖2 數(shù)據(jù)處理流程圖

1.3 共振點(diǎn)判斷準(zhǔn)則

多次試驗(yàn)的結(jié)果峰值應(yīng)具有重復(fù)性，對(duì)于不具有重復(fù)性的幅頻曲線放棄不用。從圖3給出的某兩個(gè)信號(hào)重復(fù)性檢查可以看出，圖3(b)的重復(fù)性不好，放棄不用；圖3 (a)的一致性較好，可以進(jìn)行后續(xù)分析工作。因此識(shí)別共振點(diǎn)的第一個(gè)準(zhǔn)則：共振點(diǎn)應(yīng)具有重復(fù)性。

圖3 信號(hào)重復(fù)性檢查示意圖

將共振點(diǎn)在共振圖中標(biāo)出，如圖1所示，可以初步判斷共振點(diǎn)是哪階固有頻率。理論計(jì)算的振型圖與不同展向位置載荷測(cè)試點(diǎn)的相位對(duì)應(yīng)關(guān)系應(yīng)具有合理性，理論計(jì)算的振型二階導(dǎo)數(shù)圖與不同展向位置載荷測(cè)試點(diǎn)的幅值對(duì)應(yīng)關(guān)系應(yīng)具有合理性，此為共振點(diǎn)識(shí)別的第二個(gè)準(zhǔn)則。

使用共振點(diǎn)判斷準(zhǔn)則，共識(shí)別出14個(gè)共振點(diǎn)，如圖1圓點(diǎn)所示。

1.4 額定轉(zhuǎn)速下固有頻率推算

識(shí)別出的共振頻率一般是低轉(zhuǎn)速下的固有頻率，但最關(guān)心的是額定轉(zhuǎn)速下的固有頻率。如果某階固有模態(tài)在多個(gè)轉(zhuǎn)速下都有識(shí)別頻率，將多個(gè)頻率偏差進(jìn)行平均，然后將額定轉(zhuǎn)速下的理論計(jì)算值也做相同的偏移，認(rèn)為偏移后的頻率即為間接識(shí)別出的額定轉(zhuǎn)速下的固有頻率。

2 識(shí)別技術(shù)驗(yàn)證

2.1 試驗(yàn)過(guò)程簡(jiǎn)介

為驗(yàn)證所發(fā)展的基于升降轉(zhuǎn)速自然激勵(lì)的尾槳固有頻率識(shí)別方法的可行性，在某尾槳臺(tái)開(kāi)展了某型機(jī)尾槳在不同升降轉(zhuǎn)速速率下的動(dòng)特性試驗(yàn)。試驗(yàn)基本參數(shù)如下：

1)試驗(yàn)共開(kāi)展了三個(gè)不同升降轉(zhuǎn)速速率的動(dòng)特性試驗(yàn)，分別為5rpm/s，10rpm/s，20rpm/s，且每個(gè)升降轉(zhuǎn)速速率的試驗(yàn)重復(fù)3次；

2)揮舞載荷測(cè)試剖面為185、310、845、970四個(gè)剖面，且擺振載荷測(cè)試剖面與揮舞載荷測(cè)試剖面相同，數(shù)據(jù)采樣率為2048次/s，尾槳額定轉(zhuǎn)速為1100rpm。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果及其分析

從轉(zhuǎn)速激勵(lì)的原理來(lái)看，升降轉(zhuǎn)速速率越小，在共振點(diǎn)附近旋轉(zhuǎn)自激勵(lì)的次數(shù)越多，更易于識(shí)別出共振點(diǎn)，但是載荷也更大，對(duì)槳葉的損傷越大，故確定合適的升降轉(zhuǎn)速速率非常必要。試驗(yàn)結(jié)果顯示，升降轉(zhuǎn)速速率為5rpm/s時(shí)，識(shí)別出的共振點(diǎn)共有14個(gè)，10rpm/s時(shí)識(shí)別出的共振點(diǎn)僅6個(gè)，20rpm/s識(shí)別出的共振點(diǎn)更少。圖4給出了不同升降轉(zhuǎn)速速率幅值的對(duì)比，可見(jiàn)5rpm/s的峰值比較突出，且信噪比與一致性較好，且最大載荷在槳葉可承受最大載荷范圍之內(nèi)，因此采用5rpm/s的升降轉(zhuǎn)速速率能夠滿(mǎn)足試驗(yàn)需求。

為考核基于升降轉(zhuǎn)速自然激勵(lì)固有頻率識(shí)別方法的有效性，在某型機(jī)尾槳臺(tái)架試驗(yàn)時(shí)，同時(shí)采用了傳統(tǒng)激勵(lì)器激振法進(jìn)行尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動(dòng)特性試驗(yàn)。傳統(tǒng)激勵(lì)器激振方法只能識(shí)別出尾槳一階揮舞和一階擺振頻率(低于50Hz)。表1給出了采用本文方法及激勵(lì)器激振法獲得的試驗(yàn)結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析。

表1 某型機(jī)尾槳額定轉(zhuǎn)速下動(dòng)特性試驗(yàn)值與理論值對(duì)比分析

從表1的對(duì)比分析結(jié)果可以看出：

1)采用本文方法與激勵(lì)器激振法的識(shí)別結(jié)果之尾槳一階揮舞和一階擺振頻率(低于50Hz)吻合較好；

2)采用本文方法可以識(shí)別出揮舞二階固有頻率(高于50Hz)，而受限于激振器激勵(lì)水平，激振法無(wú)法識(shí)別揮舞二階固有頻率，這也是本文方法的意義所在。

圖4 不同升降轉(zhuǎn)速速率幅頻曲線對(duì)比

3 結(jié)論與展望

為彌補(bǔ)傳統(tǒng)激勵(lì)器激振固有頻率識(shí)別方法的不足，發(fā)展了一種基于升降轉(zhuǎn)速自然激勵(lì)法的尾槳固有頻率識(shí)別方法。詳細(xì)介紹了該方法的技術(shù)途徑，包括數(shù)據(jù)處理基本原理、MATLAB程序編寫(xiě)、共振點(diǎn)判斷準(zhǔn)則及額定轉(zhuǎn)速下固有頻率推算等。通過(guò)某型機(jī)尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動(dòng)特性試驗(yàn)，驗(yàn)證升降轉(zhuǎn)速自然激勵(lì)法的尾槳固有頻率識(shí)別方法，并與采用激振器激勵(lì)法得到的頻率進(jìn)行對(duì)比分析。分析結(jié)果表明該方法可行，識(shí)別結(jié)果可信。所發(fā)展的尾槳固有頻率識(shí)別方法研究屬于創(chuàng)新性的通用技術(shù)，具有廣闊的應(yīng)用前景，可廣泛應(yīng)用于各型號(hào)直升機(jī)尾槳研制。