某型直升機低頻振動現(xiàn)象分析

劉建禮，劉忠超 ，劉永志

(1.61297部隊，江西 景德鎮(zhèn) 333001；中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型直升機低頻振動現(xiàn)象分析

劉建禮1，劉忠超2，劉永志2

(1.61297部隊，江西 景德鎮(zhèn) 333001；中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

介紹了某型直升機大速度飛行中的低頻振動現(xiàn)象，分析了引起該現(xiàn)象的原因，提出了故障排除方法，并通過試飛驗證了方案的有效性。對外場飛行保障工作有一定的指導作用。

大速度飛行；低頻振動

1 故障現(xiàn)象

某型直升機試飛過程中，試飛員反映大速度飛行狀態(tài)存在低頻振動現(xiàn)象，嚴重影響飛行任務(wù)的執(zhí)行。現(xiàn)象描述為：直升機指示空速大于180km/h飛行，座艙出現(xiàn)橫向抖動，儀表板讀數(shù)困難；且駕駛員座椅處出現(xiàn)間歇性的篩動，隨著飛行速度的持續(xù)增加，篩動出現(xiàn)的間隔時間變短，篩動強度增大。本文針對上述低頻振動問題進行振動數(shù)據(jù)處理和原因分析，在理清故障機理的基礎(chǔ)上，給出了解決方案，并通過試飛驗證了方案的有效性。

2 故障原因分析

機載測試系統(tǒng)采集了機體的振動加速度信號。選取駕駛員座椅地板、腳蹬地板、尾減速器、儀表板等測試位置進行數(shù)據(jù)分析。

出現(xiàn)篩動時，座椅地板及腳蹬地板側(cè)向振動頻譜圖2Ω振幅增加到與主振源6Ω相當?shù)某潭龋?Ω振幅異常，如圖1所示。理論上2Ω力和力矩基本由主槳轂“過濾”掉，傳遞不到機體，引起的振動響應(yīng)遠遠低于6Ω。垂向振動2Ω變化不大。

以截至頻率10Hz對振動信號進行低通濾波，濾波后曲線特性如下：存在頻率為2Ω左右的周期信號，該信號雙峰值隨著飛行狀態(tài)改變而動態(tài)變化，其包絡(luò)線范圍一般為0.02g～0.16g，最大值0.16g換算為振動速度約為1.4IPS，振幅較大。

圖1 座椅地板側(cè)向頻譜圖

圖2 座椅地板側(cè)向低通濾波信號

濾波曲線雙峰值隨飛行狀態(tài)改變而波動，分析存在兩個影響因素，一是不同飛行狀態(tài)，旋翼的激振能量不同；二是存在一個類似“拍振”的機體響應(yīng)。該型直升機側(cè)向一階模態(tài)頻率為6Hz～6.5Hz，接近2Ω。2Ω激勵源除了施加強迫振動到機體外，還引起機體側(cè)向一階頻率的振動響應(yīng)，二者相互作用在機體上產(chǎn)生一個類似“拍振”的振動響應(yīng)。

采用帶通濾波方法，提取各個測試位置2Ω的振動特性，給出同一時刻機頭艙地板、腳蹬地板、座椅地板、客艙地板、主減速器和尾減速器測試數(shù)據(jù)的2Ω振幅，并畫出2Ω機體振型圖與機體側(cè)向一階振型對比，具體見圖3所示。振型對比結(jié)果表明，實測數(shù)據(jù)2Ω振型與機體側(cè)向一階振型非常接近。

綜合振動數(shù)據(jù)分析結(jié)果可知，篩動時，機體上存在一個2Ω的激振源，引起機體的強迫振動響應(yīng)。

3 故障樹分析

結(jié)合測試數(shù)據(jù)分析情況，梳理直升機可能導致低頻振動的因素，開展故障樹分析。共梳理了三類八種可能造成篩動故障的底事件，如圖4所示。

經(jīng)過逐條檢查排除，認為主槳加裝的測試系統(tǒng)和主槳葉貼片兩個底事件均可能導致篩動故障出現(xiàn)。故障樹分析總結(jié)如下。

1) 尾槳動力學設(shè)計合理；

2) 主槳葉動力學設(shè)計合理；

圖3 實測數(shù)據(jù)2Ω振型圖與有限元計算結(jié)果對比

圖4 低頻振動故障樹圖

3) 主槳動平衡符合維護手冊要求；

4) 主槳錐體指標符合維護手冊要求；

5) 主槳靜平衡符合要求；

6) 裝機前后阻尼器載荷性能變化在5%之內(nèi)；

7) 機體低階模態(tài)設(shè)計合理；

8) 不能排除主槳系統(tǒng)上的測試設(shè)備造成機體篩動。

4 機理分析

考慮安裝在槳轂中心的測試系統(tǒng)整流罩對機身產(chǎn)生的影響，分別計算了安裝在槳轂中心的測試系統(tǒng)整流罩的脫落渦頻率以及該整流罩對機身流場的影響，計算網(wǎng)格如圖5所示。利用CFD軟件[1]進行脫落渦頻率計算，計算來流180km/h條件下該模型渦的脫離頻率，計算結(jié)果表明：脫落渦脫落頻率為25Hz左右。基于此計算，可以排除因整流罩脫落渦激勵槳轂引起機體低頻響應(yīng)的可能性。

圖6給出了脫體渦的形成過程與脫離狀態(tài)，圖8則給出了該計算模型在計算過程中，阻力系數(shù)隨時間的變化情況。

圖7給出了直升機在前飛速度為180km/h狀態(tài)下，槳轂中心整流罩產(chǎn)生的渦尾跡在直升機槳盤附近的流動情況。

圖5 測試系統(tǒng)整流罩與直升機流場網(wǎng)格

圖6 測試系統(tǒng)整流罩脫體渦的形成和脫離狀態(tài)

圖7 直升機截面流場速度及渦量等值圖

正常情況下，槳葉激振力和力矩通過槳轂“過濾”只保留旋翼槳葉片數(shù)整數(shù)倍的成分，即：NΩ，2NΩ，……,N為槳葉片數(shù)，其他分量互相抵消。由于外界氣流干擾、旋翼每片槳葉的質(zhì)量及氣動的差異等因素，造成旋翼轉(zhuǎn)速的基頻及其諧波頻率也會傳遞到機體，引起機體相應(yīng)的振動響應(yīng)[2]。

取兩個坐標系，一是機體體軸系XSYSZS，二是旋翼構(gòu)造軸系XKYKZK，如圖9所示，可知第K片槳葉作用到槳轂平面上的力[3]為：

Xk=R1ksinφk-R3kcosφk

Zk=R1kcosφk-R3ksinφk

由上述公式可知，機體側(cè)向2Ω振動主要由槳葉旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)的1Ω和3Ω分量合成。

圖8 槳轂測試系統(tǒng)整流罩阻力系數(shù)

圖9 槳葉力及坐標系示意圖

機體低頻振動時，主槳系統(tǒng)作為激勵源，由于載荷測試和旋翼防除冰系統(tǒng)溫度探測的需要，主槳系統(tǒng)加裝測試設(shè)備 (貼片、信號線、集流環(huán)、測試設(shè)備等)，其擺振方向上1Ω、3Ω分量不能完全平衡，經(jīng)主槳阻尼器緩沖后，仍有較大的載荷傳遞到機體，引起機體座艙處2Ω的振動響應(yīng)。而機體側(cè)向一階模態(tài)頻率接近2Ω，機頭接近模態(tài)振型的波峰，因此放大了座艙內(nèi)2Ω振動響應(yīng)，使得飛行員感受到低頻振動。

5 解決措施及飛行驗證

5.1 解決措施

根據(jù)上述計算及理論分析，制定如下解決措施：

1) 進行巡航狀態(tài)主槳錐體和動平衡測試，根據(jù)測試結(jié)果，調(diào)整動平衡和錐體至符合手冊要求；

2) 檢查液壓阻尼器性能，調(diào)整6套阻尼器剛度值至基本相當；

3) 拆除主槳轂上的測試設(shè)備，試飛驗證測試設(shè)備對篩動的影響。

5.2 驗證及分析

錐體和動平衡調(diào)整到位后，檢飛表明篩動未有改善；

替換兩個剛度值偏弱的液壓阻尼器，飛行員反映篩動由短周期大幅值感受轉(zhuǎn)變?yōu)轭l率增加小幅值感受。調(diào)整阻尼器剛度對改善篩動有一定的作用，具體數(shù)據(jù)分析可見表4以及圖10。

拆除主槳轂測試設(shè)備后，4000m高度，一直達到最大飛行速度，飛行員反映篩動消失。振動數(shù)據(jù)分析也反映了上述情況(表5)。圖11為拆除主槳轂測試設(shè)備前后三個速度點的低頻振動曲線對比圖。

表4 更換阻尼器前后篩動幅值對比

表5 拆除測試系統(tǒng)前后篩動幅值對比

6 結(jié)論

從振動數(shù)據(jù)分析、旋翼系統(tǒng)特性和阻尼器性能等方面梳理清楚機體低頻振動故障出現(xiàn)的原因和機理，即由于加裝測試設(shè)備引起主槳系統(tǒng)2Ω激振增加，經(jīng)阻尼器緩沖后傳遞到機體，引起機體模態(tài)頻率的振動響應(yīng)。采用減弱激振源能量和改善阻尼相結(jié)合的方法，替換兩個剛度值偏差的阻尼器，拆除主槳轂上加裝的測試設(shè)備，很好地解決了低頻振動問題。

按照激振源、阻尼系統(tǒng)、機體響應(yīng)分析三個對象梳理機體篩動問題，逐步排除懷疑對象，將激振源定位到主槳系統(tǒng)，改善液壓阻尼器特性，從機體響應(yīng)提

圖10 更換阻尼器前后篩動數(shù)據(jù)對比圖11 拆除槳轂測試系統(tǒng)前后篩動數(shù)據(jù)對比

取低頻振動特征，梳理清楚故障機理，依據(jù)故障機理采取有效的措施，順利解決了篩動問題。此過程中形成的振動問題解決思路，可以為其他型號的類似問題提供經(jīng)驗。

[1]Fluent6.3.26User.Guide[Z].FluentInc.

[2] 航空航天工業(yè)部，編.直升機動力學手冊[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1991.

[3] 張曉谷.直升機動力學設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，1990.

Low-Frequency Vibration Phenomenon Analysis of XX Helicopter

LIU Jianli1，LIU Zhongchao2，LIU Yongzhi2

(1.Military of 61297, Jingdezhen 333001,China;2.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

The low-frequency vibration phenomenon during the high-speed flight was introduced at the beginning of this paper. The trouble reason was analyzed and the eliminate method was also raised after that. The trouble was testified to be validation through flight test. This method gave directive function for the flight test safety insurance.

high-speed flight；low-frequency vibration

2016-06-02

劉建禮 (1983-)，男，山東微山人，本科，主要研究方向：飛行試飛。

1673-1220(2016)03-047-05

V214.3+3

A