基于坐標變換的直升機旋翼部件對機體異常振動影響的研究

梁昆，王文濤

基于坐標變換的直升機旋翼部件對機體異常振動影響的研究

梁昆，王文濤

（中國直升機設計研究所，江西景德鎮333001）

旋翼系統是直升機與固定翼飛機最根本的區別。旋翼動部件對直升機機體部位振動影響大，機理復雜，因此直升機振動問題的分析處理往往給振動工程人員帶來巨大困難和挑戰。以某型直升機在試飛過程中出現的異常振動問題為例，從試飛測試、機理分析、數值仿真三個方面研究了直升機旋翼動部件動力學設計對機體異常振動的影響，給出了激勵頻率從旋轉坐標系到固定坐標系的傳遞關系，直升機旋翼動部件對機體異常頻率振動影響的結論。

直升機；試飛測試；振動分析；數值仿真；坐標轉換

直升機旋翼部件的旋轉對直升機機體振動產生持續恒定的影響，槳葉在每變化一次的氣動環境中，產生旋翼轉速Ω整數倍的持續的氣動激振力，槳葉在氣動激振力作用下產生揮舞、擺振及扭轉運動，氣動激振力及槳葉運動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體結構上，構成了直升機機體振動的主要振源，其主要頻率成分為kΩ（n=1、2、3...，k為槳葉片數）。

在直升機試飛時，振動工程人員一般關注直升機的主旋翼、尾槳、發動機及傳動系統等旋轉部件的轉速頻率Ω及等“常規”的激勵頻率下的振動水平[3，4]。然而，直升機調整試飛過程中由于各種不確定因素的存在，導致直升機機體結構上出現一些“非常規”的異常振動。直升機機體激勵源較多，且輕量化的機體結構阻尼較小，對振動的抑制效果差，導致各種激勵疊加，問題的定位分析困難。

本文以某型直升機在試飛中出現的異常振動問題處理過程為例，通過試飛數據分析、理論方法建模的機理研究和動力學仿真計算，研究了激勵力從旋轉坐標系到直角坐標系的傳遞關系。通過本次異常頻率振動問題的處理，對處理異常振動問題處理思路和措施提供了借鑒，給出了激勵頻率從旋轉坐標系到固定坐標系的傳遞關系，對直升機動力學設計提供了有益的參考。

1 問題描述

某型直升機在進行消速時，機體出現大幅度垂向振動，振動持續時間約為20 s，見圖1駕駛員腳蹬地板時域振動曲線。由圖2中異常振動時刻的頻譜可以看出，機體出現f1振動頻率且振幅過大。f1并非旋翼轉速頻率及其倍數，因此對于此異常振動的機理的分析和掌握對于直升機試飛安全有著尤為重要的意義。

圖1 振動時域曲線

圖2 振動增大時刻頻域曲線

2 問題分析

2.1 原因定位

由于機體異常振動在持續長達20 s的時間內未衰減，因此懷疑其為旋翼動部件傳遞給機體的激勵力作用。分析旋翼動部件載荷曲線的頻譜發現，旋翼動部件出現與異常振動變化趨勢一致的載荷變動，且出現f2頻率的載荷，見圖3和圖4.表1中分別列出旋翼系統部分動部件Ω和f2頻率成分的載荷數據，同一位置數據以Ω頻率載荷為100 N/m進行歸一化處理。

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 各位置對應歸一化載荷幅值

通過分析可以確定，槳轂整流罩支撐件上f2頻率被外部激勵激起了較大的響應，同時引起了主槳葉某個模態下的響應，這與機體上f1的異常振動在時間和變化規律上存在一定的關聯性。

2.2 機理研究

由旋翼動力學理論可知，槳葉旋轉坐標系與機體直角坐標系作用力對應關系式為：

其中，FZ為直角坐標系Z向作用力力，R為旋轉坐標系作用力。

由式（1）可以看出，除了R及M常量部分以外，諧波次數為槳葉片數k的整數倍數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。

推導出直角坐標系下某一方向力的公式為：

其中，H為槳葉切向力。

用復數坐標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，旋轉坐標系上的激振力的作用影響到固定坐標系時，兩個反方向的回轉分量構成了頻率為jkΩ的直角坐標系中的激振力。

圖5 直角坐標系中的槳轂力

在實際裝機中，直升機k片槳葉在裝機過程中存在一定誤差，因此假定其中一片槳葉激勵力增加一個小量，即軸向力為A1+δ、切向力為R1+δ，則有：

其中，n為正整數。

可以看出，直升機在飛行時，槳葉上若存在不能完全與其他槳葉平衡抵消的偶發激勵力時，會通過旋翼軸、主減速器等傳遞到機體結構上。激振力在傳遞過程中，從旋轉坐標系轉換到機體的直角坐標系中時，在兩個坐標系中矢量方向不一致的力的頻率會疊加旋翼轉速頻率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、主減速器等轉換到直角坐標系，疊加轉速頻率Ω后對機體形成f1的激振力作用，進而引起了異常振動。

2.3 仿真計算

通過表1中旋翼動部件載荷數據分析看到，槳葉f2頻率的載荷與Ω頻率載荷相當，而整流罩支撐件對應頻率載荷卻比旋翼轉速頻率下的載荷還要高出三倍，因此對整流罩及支撐件進行動特性計算。

對整流罩及支撐件進行動特性計算，如圖6.可以發現，槳轂整流罩及支撐件最低階安裝頻率即為f2.可以初步認定，該異常振動產生的原因為外界氣流作用下，激起了槳轂整流罩支撐系統的固有特性的響應，形成了相對持續且響應較大的振動，通過坐標轉換進行的頻率疊加變換，從而引起機體上異常頻率的振動。

圖6 整流罩及支撐件動特性計算

2.4 試飛驗證

對整流罩支撐系統進行重新設計和動力學計算試驗。新設計槳轂整流罩固有頻率避開原整流罩頻率。新設計整流罩裝機后試飛，此現象不再復現。

3 結論

本文通過理論模型推導、試飛數據分析、動力學仿真計算以及試飛驗證四步，對某型直升機試飛過程中的一例異常振動進行了分析，得出直升機旋翼系統動部件對機體異常頻率振動的影響，得到以下結論：

（1）直升機旋翼系統不僅需要考慮旋翼轉速頻率和通過頻率對機體的影響，還需要考慮旋翼系統動部件的動力學設計。

（2）對于存在旋轉系統的設備，如直升機旋翼、大型設備機輪等出現的異常頻率振動，可以考慮經過坐標轉換后耦合頻率疊加的影響。

[1]航空航天工業部科學技術研究院.直升機動力學手冊[M].北京：航空工業出版社，1991

[2]張曉谷.直升機動力學設計[M].北京：航空工業出版社，1995.

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

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

[5]GJB720A.5-2012.軍用直升機強度規范-振動、氣動機械及氣動彈性穩定性[S].北京：國防科學技術工業委員會，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：振動設計與分析。