尾槳升降轉(zhuǎn)速自然激勵固有頻率識別方法研究

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.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，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)動態(tài)設(shè)計中一個重要的參數(shù)，它直接影響尾槳性能甚至全機(jī)振動水平，因此在設(shè)計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,孤立旋翼動力學(xué)計算時未考慮機(jī)身、扭振系統(tǒng)等因素的影響，尾槳固有頻率理論計算結(jié)果與實(shí)際值可能存在一定的偏差，故通過尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動特性試驗測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)計改進(jìn)、改型提供試驗依據(jù)。

國內(nèi)外旋翼學(xué)者對旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下旋翼固有特性測試工作開展了廣泛研究。文獻(xiàn)[1]-[6]分別對UH-1D、“虎”式直升機(jī)旋翼、S-76無軸承旋翼、“Comanche”無軸承旋翼、EC155旋翼、Yamaha R-50無人直升機(jī)旋翼開展了旋翼固有特性試驗，但上述文獻(xiàn)未提供固有頻率測試與識別的詳細(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試工作，旋翼在旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下通過自動傾斜器激振，對應(yīng)變響應(yīng)進(jìn)行分析，找出其固有頻率，針對旋翼試驗中干擾因素多等特點(diǎn)，提出了一種將時域數(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別直升機(jī)動部件綜合系統(tǒng)動力特性，這種泛掃頻結(jié)合精掃頻的頻率識別技術(shù)既能避免識別頻率的遺漏，又能保證一定的試驗精度。周云與胡和平[9]通過將固定坐標(biāo)系下的激勵位移信號與旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的槳葉響應(yīng)信號同步采集、激勵位移信號坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換、激勵響應(yīng)信號重采樣處理等步驟，發(fā)展了基于傳遞函數(shù)分析的旋轉(zhuǎn)槳葉固有頻率識別方法，并進(jìn)行了試驗驗證。

傳統(tǒng)旋翼動特性識別激勵輸入一般采用激振器[7-9]，激振頻率一般小于50Hz。考慮直升機(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頻率大。為解決傳統(tǒng)激振器激勵方法不能識別高于50Hz尾槳頻率的問題，本文發(fā)展了基于升降轉(zhuǎn)速自然激勵的尾槳固有頻率識別方法，并通過某型機(jī)尾槳動特性試驗，進(jìn)行尾槳固有頻率識別分析與考核驗證。

1 升降轉(zhuǎn)速自然激勵固有頻率識別方法

1.1 基本原理

結(jié)合共振圖說明升降轉(zhuǎn)速自然激勵固有頻率識別方法的基本原理。圖1為某型機(jī)尾槳共振圖，隨著尾槳轉(zhuǎn)速變化，當(dāng)氣動諧波自然激振頻率與模態(tài)固有頻率重合時，必然引起共振。在共振圖中虛線為前8階氣動諧波，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)。試驗過程中，共振在信號輸出上的表現(xiàn)是該階諧波分量的載荷突增，通過諧波分析識別出共振點(diǎn)以及對應(yīng)的諧波。圖1中圓點(diǎn)為識別出的共振點(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)變片測量載荷，采用光電傳感器或磁傳感器測量尾槳的相鍵信號，載荷信號與相鍵信號同步采集。

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：相鍵信號處理，采用傅里葉變換對載荷進(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

多次試驗的結(jié)果峰值應(yīng)具有重復(fù)性，對于不具有重復(fù)性的幅頻曲線放棄不用。從圖3給出的某兩個信號重復(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。因此識別共振點(diǎn)的第一個準(zhǔn)則：共振點(diǎn)應(yīng)具有重復(fù)性。

圖3 信號重復(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。理論計算的振型圖與不同展向位置載荷測試點(diǎn)的相位對應(yīng)關(guān)系應(yīng)具有合理性，理論計算的振型二階導(dǎo)數(shù)圖與不同展向位置載荷測試點(diǎn)的幅值對應(yīng)關(guān)系應(yīng)具有合理性，此為共振點(diǎn)識別的第二個準(zhǔn)則。

使用共振點(diǎn)判斷準(zhǔn)則，共識別出14個共振點(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)在多個轉(zhuǎn)速下都有識別頻率，將多個頻率偏差進(jìn)行平均，然后將額定轉(zhuǎn)速下的理論計算值也做相同的偏移，認(rèn)為偏移后的頻率即為間接識別出的額定轉(zhuǎn)速下的固有頻率。

2 識別技術(shù)驗證

2.1 試驗過程簡介

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

1)試驗共開展了三個不同升降轉(zhuǎn)速速率的動特性試驗，分別為5rpm/s，10rpm/s，20rpm/s，且每個升降轉(zhuǎn)速速率的試驗重復(fù)3次；

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

2.2 試驗結(jié)果及其分析

從轉(zhuǎn)速激勵的原理來看，升降轉(zhuǎn)速速率越小，在共振點(diǎn)附近旋轉(zhuǎn)自激勵的次數(shù)越多，更易于識別出共振點(diǎn)，但是載荷也更大，對槳葉的損傷越大，故確定合適的升降轉(zhuǎn)速速率非常必要。試驗結(jié)果顯示，升降轉(zhuǎn)速速率為5rpm/s時，識別出的共振點(diǎn)共有14個，10rpm/s時識別出的共振點(diǎn)僅6個，20rpm/s識別出的共振點(diǎn)更少。圖4給出了不同升降轉(zhuǎn)速速率幅值的對比，可見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)速速率能夠滿足試驗需求。

為考核基于升降轉(zhuǎn)速自然激勵固有頻率識別方法的有效性，在某型機(jī)尾槳臺架試驗時，同時采用了傳統(tǒng)激勵器激振法進(jìn)行尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動特性試驗。傳統(tǒng)激勵器激振方法只能識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器激振法獲得的試驗結(jié)果與理論計算結(jié)果對比分析。

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

從表1的對比分析結(jié)果可以看出：

1)采用本文方法與激勵器激振法的識別結(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別出揮舞二階固有頻率(高于50Hz)，而受限于激振器激勵水平，激振法無法識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)速速率幅頻曲線對比

3 結(jié)論與展望

為彌補(bǔ)傳統(tǒng)激勵器激振固有頻率識別方法的不足，發(fā)展了一種基于升降轉(zhuǎn)速自然激勵法的尾槳固有頻率識別方法。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、共振點(diǎn)判斷準(zhǔn)則及額定轉(zhuǎn)速下固有頻率推算等。通過某型機(jī)尾槳旋轉(zhuǎn)狀態(tài)動特性試驗，驗證升降轉(zhuǎn)速自然激勵法的尾槳固有頻率識別方法，并與采用激振器激勵法得到的頻率進(jìn)行對比分析。分析結(jié)果表明該方法可行，識別結(jié)果可信。所發(fā)展的尾槳固有頻率識別方法研究屬于創(chuàng)新性的通用技術(shù)，具有廣闊的應(yīng)用前景，可廣泛應(yīng)用于各型號直升機(jī)尾槳研制。