基于阶次跟踪的直升机旋翼动平衡调整分析研究
2018-02-28吴国宝易晖汤永
吴国宝 易晖 汤永
摘要
为实现直升机旋翼系统在高速旋转过程中动平衡调整建议的快速计算，提出了一种基于阶次跟踪原理的动平衡调整分析方法。该方法，利用阶次跟踪原理对旋翼系统的振动信号进行快速分析得到旋翼的动平衡值，有效克服了传统频谱分析方法在分析非平稳信号中存在的频率混叠及能量泄露等问题;在此基础上，利用最多一次试配重结果快速计算出动平衡调整建议。整个过程通过软件算法实现旋翼动平衡值及调整建议的快速计算，大大降低了使用成本及对地勤工作人员的使用要求;同时，该方法也具有较好的通用性和可移植性，针对不同机型不同架次的直升机只需更改相应的配置文件即可。试验结果表明，使用该方法调整直升机旋冀的平衡值取得了较理想的效果。
【关键词】阶次跟踪 直升机 旋翼 动平衡 调整
1 引言
直升机旋翼作为直升机的重要组成部件，为直升机的飞行提供所需的升力和推进力，同时也是直升机的一个主要振动源，其旋翼桨叶质量不平衡和气动不平衡是引起机体振动加剧的常见原因。为了降低直升机振动，确保飞行安全，需定期对旋翼系统进行动平衡调整。常见的直升机旋翼动平衡调整多是通过调整每片桨叶的桨毂配重，使得振动减小到允许水平，从而确保机组人员和乘客的舒适性。如何快速有效地获得动平衡调整建议，减小动平衡的调整次数，已成为直升机振动研究领域的一个重要研究方向。
目前普遍采用的直升机旋翼动平衡调整方法主要有：
（1）通用动平衡测量仪法。这类方法首先，利用Vibrex2000、Model 2020等通用动平衡测量仪，测得旋翼的动平衡值;然后，地勤工作人员依据工作经验对相应支臂的配重进行增减，以达到调整目的。这类方法使用灵活、通用性较好;但对配重量的调整存在较大的盲目性，调整精度及调整次数严重依赖于地勤工作人员的经验及对飞机性能的了解程度;
（2）特定机型专用动平衡测量仪法。这类方法针对特定机型开发专用设备（如S-70C直升机采用的1720监测仪），在研制阶段通过大量的试验数据积累，将特定的调整算法内置到相关软件中，能在得到旋翼动平衡测量结果的同时直接给出调整建议;但通用性差，只适合特定机型的专检。
为此，本文提出了一种基于阶次跟踪的直升机旋翼动平衡调整分析方法。该方法主要由两大部分构成，第一部分，利用阶次跟踪分析方法计算得到旋翼的动平衡值;第二部分，利用加载一次试配重后得到的两次旋翼动平衡值，计算出旋翼动平衡调整建议。该方法通过软件实现旋翼动平衡值及调整建议的计算，有效降低了地勤维护人员的使用难度及直升机开车次数，同时该方法也具有较好的通用性和可移植性。
2 原理与步骤
2.1 阶次跟踪计算动平衡值
2.1.1 阶次跟踪
当直升机旋翼系统在高速旋转过程中其转速在严格意义上是波动的，转速越高波动就越大，目标频率成分受转速的影响而不断发生改变。此时若仍采用传统的频谱分析方法进行分析，會产生明显的频率混叠和能量泄露。为克服以上问题，更好地对直升机旋翼动平衡值进行有效分析，本文采用阶次跟踪分析方法来计算旋翼的动平衡值。
阶次跟踪分析源于角域重采样理论，即旋翼每转过一定角度，重采样一次，这样便实现了对转速的跟踪采样。单位时间内转速越快采样点数越多，转速越慢采样点数越少，保证了无论转速高低都能进行整周期采样。再对重采样后的数据进行傅里叶变换便可获得清晰的阶次谱。
阶次定义为：
Ω=循环振动次数/转（阶）
信号的阶次分量与频率成分的关系可表示为：
式中，Ω表示阶次，f为信号的频率，n为参考轴转速（r/min）。
阶次分析得到的结果相对于频谱来说叫阶次谱，两者在数学意义上是一致的，但在物理意义上又有所不同。阶次分辨率△Ω定义为采样阶次Ω，定义为：
Nyquist阶次ΩN，即可分析的最高阶次量定义为：
上式中，N为重采样点数，θ0为恒定重采样角度间隔。
2.1.2 等角度重采样时刻计算
要对时域采集的旋翼振动信号进行阶次跟踪重采样，首先需要确定等角度发生的时刻序列。假设，旋翼系统在某个很短时间内是匀角加速度运动的，转过的角度θ与时间t的关系可表示为：
式中，a0、a0、a1为待定系数。
假设，连续三个旋翼转速脉冲到达时刻值为t1、t2、t3;相邻两个转速脉冲之间转过的角度2π=Δθ，则有：
将式（6）代入式（5）中，则有：
通过对式（7）的求解，便可求得任意角度θi（0≤θi≤2Δθ）所对应的采样时刻ti，则重采样时刻的基本计算公式为：
式中，ti为旋翼转过角度为θi时所对应的时刻值。由于计算中采用了三个连续转速脉冲来构造这个方程的，所以有（0≤θi≤2Δθ）。
2.1.3 旋翼振动信号阶次重采样
由于采集的旋翼振动信号是离散量信号，要利用2.1.2节得到的重采样时刻对旋翼振动信号进行重采样，需先对离散量信号进行拟合得到一条平滑的振动信号曲线，针对直升机旋翼的振动信号特征，本文采用一般线性插值对离散量进行线性拟合，然后再进行重采样，则有下式成立：
式中，f（ti）为重采样时刻对应的振动信号重采样值;Δt0、Δt2为与ti相邻的两个时域采样时刻，其对应的振动值分别为f（Δt0）、f（Δt2）。
在获得旋翼振动信号阶次跟踪重采样数据的基础上，再利用短时傅里叶变换（Short-Time Fourier Transformation，STFT），便可求得旋翼的动平衡值。
综上所述，本文所提方法，旋翼动平衡值的计算流程，如图1所示、
2.2 动平衡调整建议计算
试配重法是现代转子动平衡技术中，普遍采用的一种分析方法。利用该方法可在没有任何数据积累的情况下，通过分析，直升机旋翼的初始动平衡值与加载一次试配重后，得到的动平衡值组成的矢量，以及配重量（包括配重质量及加载的加载点编号）三者之间的关系，便可得出旋翼动平衡调整需加载的重量及加载点编号。
2.2.1 试配重法
如图2所示，o旋转平面圆心;P2、P2分别表示初始动平衡值和加载试重后得到的动平衡值在旋转平面内对应的位置;P1P2为加载试配重T0（单位为：g）后引起的动平衡值的变化量。则易知在旋转平面内，初始旋翼动平衡值P1的动平衡调整量ΔT（单位为：g）为：
调整量△T的加载方向△e为：
2.2.2 动平衡调整建议计算
上述2.2.1节就试配重法原理进行了介绍，下面就如何利用试配重法，得到旋翼的动平衡调整建议进行简要介绍。
如图3所示，设A0为某架次直升机，首次开车时得到的动平衡值在旋转平面上的对应点;试配重加载在001C号桨叶的加载点上，试配重质量为T（单位为：g）;A1为再次开车后得到的动平衡值在旋转平面上的对应点。
则的方向即为001C号桨叶加载点的方向，由于桨叶呈顺时针旋转，支臂配重加载点坐标轴的布局形式与桨叶一致，通过计算便可依次得到001A、001B、001D、001E号桨叶加载点在旋转平面中的对应位置。在得到各桨叶加载点在旋转平面的具体位置后，只需将分解到相邻的两片桨叶001C、001D上，通过计算便可得出桨叶初始不平衡点A0的动平衡调整建议。
如图4所示，令，则有，故桨叶初始不平衡值在001C、001D号桨叶配重点上的调整量ΔTC、ΔTD分别为：
2.3 实施步骤
由以上2.1、2.2节描述可知，本文所提直升机旋翼动平衡调整分析方法流程示意图，如图5所示：
具体实施步骤为：
步骤1读取该架次直升机的动平衡配置文件及传感器采集的旋翼振动及转速信号;
步骤2调用阶次跟踪分析模块，获得旋翼动平衡值;
步骤3判断该架次直升机是否为首次动平衡调整，若是执行下一步，否则执行步骤7;
步驟4判断此时动平衡值是否满足用户需求，若满足则结束，否则执行下一步;
步骤5判断桨叶配重加载点位置是否确定;若已确定，直接给出动平衡调整建议;若不确定，则地勤工作人员加载一次试配重;
步骤6加载试配重或建议配重后再次开车，执行步骤2;
步骤7确定各桨叶配重加载点在旋转片面中的位置，并执行步骤4。
3 试验及分析
为验证本文所提方法在直升机旋翼动平衡调整分析中的有效性，分别在不同试验条件下进行了两次验证试验：第1次试验，在中国直升机设计研究所综合试验室的旋翼锥体与动平衡仿真试验台上进行;第2次试验，在中国飞行试验研究院的某型直升机的试飞现场进行。
3.1 旋翼锥体与动平衡仿真试验台试验
如图6所示，为中国直升机设计研究所综合试验室的旋翼锥体与动平衡仿真试验台，该试验台能有效模拟多种类型旋翼系统在不同转速、不同振动量下的旋翼动平衡效果。
本试验选用的方位角转速传感器的型号为：西安西灵Y/GZ-93;振动加速度传感器的型号为：PCB354CO3;为最大限度地模拟机上环境，采集振动及转速信号的设备为某型机HUMS计算机。
试验以五片桨叶旋翼系统为研究对象进行。各桨叶配重加载点编号，以俯视呈顺时针旋转状态依次为：1#、2#、3#、4#、5#;规定，动平衡值在0.11PS（inch per second）以下为满足要求，试验结果如表1所示
表1中，动平衡值“0.40@01：58”表示振动幅值为0.40IPS，相位为01：58即59°，以此类推;配重或调整建议“4#1.9g”表示在4号加载点上添加1.9g，“-”表示在相应加载点上减去对应重量。
从表1中可知，对于第1组试验，由于首次测量的动平衡值不满足要求，且桨叶配重加载点位置不确定，需加载试配重，通过试配重后动平衡正好满足要求，此时不给出调整建议并结束;对于第2组试验，在确定桨叶配重加载点位置后，由于试配重使动平衡值变大，故认为此次试配重无效，调整建议中应将相应配重位上的配重去除;对于第3组试验，由于加载了试配重后使得动平衡值变小，认为加载的试配重是有效的，调整建议中试配重结果予以保留;对于第4组试验，虽然首次测量动平衡值不满足要求，但通过读取配置文件信息能确定桨叶配重加载点的位置，此时便可据此直接给出动平衡调整建议。
表1所示在旋翼锥体与动平衡仿真试验台上进行的4组试验均能将动平衡值调整到的使用要求以下，结果表明，本文所提直升机旋翼动平衡调整分析方法能快速有效地对动平衡值进行调整。
3.2 某型直升机试飞现场试验
通过在试飞现场对某型直升机（为五片桨叶旋翼系统）的试验数据分析，检验本文所提方法，在直升机真实飞行环境中对旋翼动平衡调整的实际效果。
试验结果分析，如表2所示。
从表2中可知，两组试验，通过加载I次试配重，均能将直升机的旋翼动平衡值调整到使用要求以下。
通过在某型直升机上的试验结果表明，本文所提直升机旋翼动平衡调整分析方法在直升机真实飞行环境中能有效地降低旋翼的动平衡值。
4 结论
通过两次试验结果表明，与常用的直升机旋翼动平衡分析方法相比，本文提出的基于阶次跟踪的直升机旋翼动平衡调整分析方法，采用计算分析方法获得旋翼的动平衡值，有效克服了传统频谱分析方法存在的频率混叠及能量泄露等问题;旋翼动平衡值的计算及调整建议的计算均通过软件实现，大大降低了使用成本以及对地勤工作人员的使用要求;同时该方法具有较好的通用性，通过预设的动平衡配置文件，便可实现不同型号不同架次的直升机动平衡调整的需要。
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