劉忠超

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機飛行過程中常會出現(xiàn)影響飛行員感受的低頻抖振現(xiàn)象，這一問題可能由旋翼錐體失調(diào)、動平衡不達標，或者飛行員輸入與操縱系統(tǒng)耦合、氣流隨機激勵機體[1]等多種原因造成，其中錐體失調(diào)、動平衡不達標等問題文獻[2]已有論述并且分析方法成熟。由于難以準確模擬直升機飛行的流場，目前還沒有分析氣流激勵機體引起抖振的有效分析方法。

基于飛行實測數(shù)據(jù)，按傳統(tǒng)分析方法首先確定機體一階頻率，然后使用時頻分析技術跟蹤該頻率隨飛行時間的變化趨勢。由于機體一階頻率與直升機的起飛重量相關，需要動態(tài)調(diào)整該頻率值以保證有效跟蹤抖振特征，工作復雜度高，工作量較大。此外，傳統(tǒng)方法未進行抖振特征與飛行參數(shù)的相關性分析，不能揭示低頻抖振與飛行姿態(tài)之間的相關性。文獻[3]提出了一種基于數(shù)據(jù)諧波分析的方法，成功識別了NH90的尾部振動特征，但諧波分析需要提供旋翼轉速信號。

針對氣流激勵引起的機體抖振，本文給出了一種不依賴旋翼轉速信號的分析方法，采用帶通濾波提取駕駛艙的振動信號特征量，并對側滑角、指示空速進行了相關性分析。與傳統(tǒng)分析方法相比，本文引入的方法具有簡便、通用和直觀的特點。

1 氣流激勵引起的低頻機體抖振

現(xiàn)象描述：特定飛行狀態(tài)下飛行員感受到直升機出現(xiàn)間歇性的低頻抖振，且抖振頻率與機體側向或垂向一階模態(tài)頻率相當。

機理分析：特定飛行狀態(tài)下，直升機旋翼或主減速器、槳轂等機體的尾流恰好作用到尾部結構(斜梁及平尾)，激勵起機體一階模態(tài)頻率的振動響應，而該響應以機頭和機尾振幅最大，此時駕駛艙的飛行員就會有直升機“抖振”的感覺。由于尾流的非穩(wěn)態(tài)特性，尾部激勵時有時無，呈現(xiàn)出隨機性，飛行員的體驗即為間歇性的“抖振”。圖1給出了氣流作用到直升機尾部以及直升機一階模態(tài)振型的示意圖。

圖1 脫落渦流及機體一階振型示意圖

2 機體抖振分析方法

2.1 分析方法的原則

本文論述的直升機機體抖振方法將遵循如下原則：

1)能夠反映飛行員的直觀感受；

2)能夠識別抖振臨界狀態(tài)的飛行參數(shù)；

3)可通用于不同的直升機；

4)數(shù)據(jù)處理方法簡單易行；

5)為避免低頻抖振提供飛行建議。

2.2 抖振信號分析

駕駛員座椅下方的振動傳感器距離飛行員最近，可以作為響應點評價飛行員的感受。以AC313直升機為例，其全機一階頻率為8Hz左右，出現(xiàn)低頻抖振時，振動數(shù)據(jù)的FFT分析表明一階頻率振幅異常放大(圖2)，即抖振的頻率與機體一階頻率相同，機體一階頻率可以作為低頻抖振的特征。由于最小和最大起飛重量下的直升機一階頻率存在較大的差異(10%左右)，且機體一階頻率一般包含在[1.3P 2P]的區(qū)間，1P為旋翼轉速基頻，擬選取振動信號帶通濾波后的有效值作為低頻抖振的特征量Y。圖2給出了振動信號的頻譜圖以及振動信號的包絡圖，圖3給出了振動信號的帶通濾波曲線，圖4給出了傳統(tǒng)的頻率跟蹤方法與本文提出的特征量Y的對比曲線。

圖2 抖振頻譜圖和低通濾波包絡圖

圖3 帶通濾波曲線

圖4 傳統(tǒng)方法與本文方法計算的特征量曲線

由數(shù)據(jù)處理結果(圖4)與振動濾波信號(圖3)對比可知，本文提出的方法相比傳統(tǒng)方法更能反映抖振特征的細節(jié)。圖3的每一個峰值在圖4下方的圖中均存在對應峰值，兩者的曲線波動性基本一致，且Y最大值出現(xiàn)的時刻與飛行員反映抖振的時刻符合性很好。同時，計算Y僅需要確定旋翼1P即可，適用于不同直升機。故本文提出的分析響應信號方法可以滿足原則1)、2)和3)。

2.3 飛行參數(shù)影響分析

2.2節(jié)給出了振動信號特征量Y的提取方法，本節(jié)將討論側滑角α、指示空速Vi與Y的相關性。統(tǒng)計AC313直升機多架次試飛數(shù)據(jù)，給出側滑角、指示空速與Y的曲線圖。其中側滑角取值范圍為-20°≤α≤ 20°，指示空速取值范圍為80km/h≤Vi≤240km/h。Y與α、Y與Vi的關系曲線見圖5和圖6。

1)由圖5可知，Y與α相關性較強，α從-20°增加到20°的過程中，Y值從0.18g持續(xù)減小到0.04g左右。Y值在α<0°時顯著大于α>0°時，對AC313直升機而言，左側滑為正，右側滑為負，即左側滑抖振更大。

2)由圖6可知，Y與Vi的相關性明顯弱于與Y與α的相關性，僅在80km/h和160km/h時Y值增加，80km/h≤Vi≤240km/h，Y最大值出現(xiàn)在160km/h附近，此時疊加α<0°將加劇抖振的程度，Vi≥180km/h后Y值減小且穩(wěn)定，不隨Vi的增加而增大。

通過統(tǒng)計分析試飛數(shù)據(jù)，從多個飛行參數(shù)中明確了側滑角α與Y的強相關性，并給出a與Y的關系曲線，滿足2.1節(jié)原則2)和5)的要求。

圖5 α與Y的關系曲線

圖6 α=0°時Vi與Y的關系曲線

3 應用

3.1 直升機狀態(tài)

某型直升機以AC313為原型機研制，兩型機機身結構差異較大，其他配置基本一致。選取該型機兩個不同配置狀態(tài)的飛行架次，分別以架次1和架次2標識，其中飛行員反映架次1抖振，架次2未出現(xiàn)抖振。直升機狀態(tài)及Vi、α見表1。

表1 飛行狀態(tài)表

3.2 數(shù)據(jù)處理和分析

駕駛員座椅地板處的振動傳感器能夠直接反應飛行員的抖振感受，故使用該處數(shù)據(jù)計算抖振特征量Y，測試系統(tǒng)采樣率為1024Hz，旋翼1P=5.65Hz，帶通濾波通帶設置為[7.35 11.3]Hz，通帶頻率范圍包含側向一階頻率(9.3Hz)。按本文所述方法計算Y值，并繪制了Y、α和Vi隨時間的變化趨勢曲線(見圖7和圖8)。

由數(shù)據(jù)處理結果可知，架次1在時刻1535s-1600s和1800s-1870s，Y值增加到0.1g，瞬態(tài)最大值為0.23g，其他狀態(tài)Y的穩(wěn)態(tài)值均不超過0.05g。Y值最大值出現(xiàn)時，α穩(wěn)定在-16°左右；架次2僅在1674s-1678s出現(xiàn)一個瞬態(tài)峰值0.12g，此時α值落在-4°～-7°之間，其他狀態(tài)Y穩(wěn)態(tài)值均不超過0.05g。另外，分析表明與α相比，Vi對Y值的影響居于次要位置。

架次1和架次2的振動及飛行參數(shù)分析結果與第3節(jié)所述方法符合性較好，并與飛行員感受基本一致，表明了本文所述方法的有效性和通用性。

圖7 Y隨時間變化曲線

圖8 Y、α和Vi隨時間變化曲線

4 結論

本文提出了一種利用駕駛艙振動信號識別低頻機體抖振的新方法，并進行了飛行參數(shù)與抖振之間的相關性分析。本文提出的方法可以：

1)有效地識別直升機氣流激勵引起的低頻機體抖振。

2)用于分析飛行參數(shù)與抖振的相關性，識別引起抖振的關鍵飛行參數(shù)，并指導飛行與定位抖振原因。對AC313直升機而言，側滑角是引起抖振的主要參數(shù)，側滑角大于0°飛行，飛行員感受更舒適。

3)將振動數(shù)據(jù)量從每秒1K字節(jié)精簡到每秒幾個字節(jié)，大大壓縮了數(shù)據(jù)存儲容量，便于形成直升機狀態(tài)監(jiān)測的指標。