基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動平衡分析及監(jiān)控方法

段 剛，張義濤，鮑志澤，朱光明

(1.中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.陸軍裝備部航空軍事代表局駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

控制直升機旋翼工作狀態(tài)的主要參數(shù)是旋翼槳尖的運動軌跡，習(xí)慣稱之為旋翼錐體、旋翼的動平衡，直升機的振動能一定程度上反映旋翼動平衡情況[1]。在旋翼制造階段，雖然對其所使用的各種材料、工裝、工藝過程等進行了嚴(yán)格控制，并且在槳葉制造完成后，還需要進行質(zhì)量控制和動平衡檢查，但在旋翼裝機以后還是難以保證數(shù)片槳葉各種特性的一致。這種不一致性導(dǎo)致直升機的振動環(huán)境變壞，而且隨著飛行狀態(tài)的不同,影響情況也不一致，在高速飛行時情況更為嚴(yán)重。現(xiàn)在一般直升機的不可超越速度是由槳葉承受的交變載荷和直升機的振動水平限制的。

目前我國所需要的旋翼錐體測量設(shè)備一直依靠進口，價格昂貴且數(shù)量不足。直升機在使用中，旋翼、尾槳的動平衡檢查也常因缺少測量設(shè)備而被省略。這樣就很難將直升機調(diào)整到最佳技術(shù)狀態(tài)。其結(jié)果不但降低了直升機的飛行性能，同時給直升機的飛行安全增添了隱患。本文介紹了一種新的旋翼動平衡分析及實時監(jiān)控途徑，測試結(jié)果滿足動平衡分析及實時監(jiān)控要求。

1 動平衡對飛行安全的作用及測試現(xiàn)狀

1.1 旋翼動平衡測量對飛行安全的作用

旋翼錐體及動平衡檢查的目的是將旋翼產(chǎn)生的振動水平控制在一定的范圍內(nèi)，以滿足全機的振動水平要求，因此直升機動平衡動態(tài)測試和監(jiān)控對于直升機飛行安全具有重要意義。

圖1為某型直升機旋翼動平衡值出現(xiàn)三次階躍。對三個試飛階段的載荷、振動進行重復(fù)性檢查發(fā)現(xiàn)，故障期間尾槳系統(tǒng)旋翼動平衡對應(yīng)振動幅值明顯提高。

圖1 某型直升機旋翼動平衡值故障期間振動情況

1.2 旋翼錐體動平衡測量及現(xiàn)狀

直升機旋翼動平衡包括旋翼動平衡和尾槳動平衡，而相比之下旋翼的動平衡情況比較復(fù)雜，尾槳的動平衡情況要簡單一些。因此，在下面的敘述中，著重探討旋翼動平衡。

旋轉(zhuǎn)機械的重量不平衡在機械運轉(zhuǎn)時將產(chǎn)生1次/轉(zhuǎn)的振動，振動參數(shù)可以用振動速度或振動加速度的幅值和相位來表示。

由于旋翼動不平衡產(chǎn)生力，無法在靠近旋翼根部的槳轂上布置振動傳感器測量，而是在機身特定部位安裝振動傳感器。不平衡力從槳葉傳至機身的特定位。振動傳感器感受的振動幅值和相位受到旋翼系統(tǒng)、機身結(jié)構(gòu)動態(tài)響應(yīng)以及測量系統(tǒng)傳遞函數(shù)的綜合影響。同時，直升機在飛行中，旋翼、尾槳產(chǎn)生的氣動力以及發(fā)動機的振動等振源，將信號一起傳給了振動傳感器。為此，為了準(zhǔn)確得到旋翼動平衡的數(shù)據(jù)，需要從振動傳感器感受的頻率成分豐富的振動信號中不失真地提取標(biāo)稱動平衡情況的信號。有許多方法對所測量的振動信號進行處理，包括模擬和數(shù)字濾波，以及采用FFT的方法。

目前，旋翼動平衡檢查設(shè)備采用Vibrex2000。旋翼主槳葉和尾槳葉的轉(zhuǎn)速信號用光電傳感器采集。將光電傳感器分別安裝在主減和尾減整流罩上，光電探頭朝向主槳葉、槳轂或尾槳葉；同時，在基準(zhǔn)主槳轂(黃色)和基準(zhǔn)尾槳葉(黃色)上粘貼反光紙；轉(zhuǎn)動旋翼，光電傳感器掃射到反光紙，從而感應(yīng)到旋翼轉(zhuǎn)速信號。旋翼主槳葉水平振動傳感器安裝在主減上,垂直振動傳感器安裝在前駕駛艙地板上。尾槳葉振動傳感器安裝在尾減上。除此之外，還要在主槳葉槳尖安裝打錐體的靶標(biāo)。目前的旋翼動平衡測試手段存在設(shè)備昂貴，測試過程繁瑣等問題，無法滿足直升機飛行動平衡動態(tài)測量和監(jiān)控的需求。

2 基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動平衡分析及監(jiān)控

2.1 慣導(dǎo)系統(tǒng)

慣導(dǎo)系統(tǒng)一般用于配合激光慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，為載機航路管理、組合導(dǎo)航系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)等提供位置、速度、加速度、姿態(tài)、航向、角速度及自動駕駛儀操縱信號等信息，具有地面正常對準(zhǔn)、快速對準(zhǔn)和動基座傳遞對準(zhǔn)能力。

撓性捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)由慣性測量部件和磁航向傳感器組成。

2.2 基本方案

本文提供的基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動平衡方法主要包括：

1) 慣導(dǎo)系統(tǒng)，除用于導(dǎo)航外，還作為旋翼動平衡傳感器，用于獲取關(guān)于旋翼轉(zhuǎn)速1Ω振動(旋翼動平衡)的原始數(shù)據(jù)。

2) 通過系統(tǒng)總線將數(shù)據(jù)送至綜合顯示處理機或其它處理機，在處理機進行時頻轉(zhuǎn)換。本系統(tǒng)至少包含有一個動平衡數(shù)據(jù)處理模塊，用于接收慣導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)來的數(shù)據(jù)，對接收到的數(shù)據(jù)進行分析并與安全門檻值進行對比。

3) 顯示模塊，將旋翼轉(zhuǎn)速1Ω(旋翼動平衡)振動幅值、相位以及超限告警實時顯示給座艙人員。

基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動平衡實時監(jiān)控系統(tǒng)基本方案如下：

1) 以直升機機載慣導(dǎo)系統(tǒng)作為信號源，獲取慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)法向加速度時域數(shù)據(jù)，利用機載總線輸入到綜合顯示處理機；

2) 在綜合顯示處理機新增分析模塊，用以接收來自機載慣導(dǎo)系統(tǒng)的法向加速度數(shù)據(jù)，并對數(shù)據(jù)進行分析，分析步驟包括步驟3)、4)、5)、6)；

3) 參數(shù)設(shè)置，根據(jù)旋轉(zhuǎn)部件轉(zhuǎn)速，輸入信號采樣率、分析中心頻率f(對應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω)、轉(zhuǎn)速波動Δf、分析時長、加窗類型、重疊率等參數(shù)，另外為方便步驟對比分析，設(shè)置告警門檻值；

圖2 基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋翼動平衡實時監(jiān)控原理圖

4) 時頻轉(zhuǎn)換，根據(jù)步驟3)設(shè)置的參數(shù)，進行快速FFT變換，獲取不同頻率對應(yīng)的振動加速度幅值和相位；

5) 根據(jù)旋翼轉(zhuǎn)速頻率,提取對應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω(旋翼動平衡)的振動及相位；

6) 單位換算，根據(jù)公式V=a/(2*pi*f0)轉(zhuǎn)換成振動速度，加速度的單位g需乘以9800/25.4轉(zhuǎn)換成IPS，并與門檻值進行對比，當(dāng)振動值大于門檻值，輸出告警信號；

7) 利用數(shù)據(jù)總線將步驟6)和告警信號轉(zhuǎn)換后的數(shù)據(jù)輸出到綜合顯示端。

3 實施案例

3.1 試驗對象

某型直升機為雙駕駛體制，最大試驗重量13000kg，裝三臺PT6B-67A發(fā)動機。旋翼直徑為18.9m，由6片復(fù)合材料槳葉和鈦合金球柔性主槳轂組成，俯視逆時針方向旋轉(zhuǎn)；尾槳有5片復(fù)合材料槳葉，直徑為4m，尾槳推進式，底向前方向旋轉(zhuǎn)。采用前三點不可收放輪式起落裝置。

3.2 參數(shù)設(shè)置

慣導(dǎo)系統(tǒng)利用三軸振動傳感器測量各向過載，即直升機機體各向加速度，包括法向加速度時域數(shù)據(jù)—Z(t)、機體橫軸加速度時域數(shù)據(jù)—Y(t)、縱向加速度時域數(shù)據(jù)—X(t)。本例相應(yīng)曲線見圖3-圖5。

慣導(dǎo)系統(tǒng)自帶采集器，并通過機載數(shù)據(jù)總線將Z(t)、Y(t)、X(t)接入計算機(中央處理器)。通過對比法向加速度Z(t)、機體橫軸加速度Y(t)、縱向加速度X(t)對應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω(旋翼動平衡)振動的大小，法向加速度Z(t)對旋翼動平衡水平更為敏感。故采用法向加速度數(shù)據(jù)Z(t)作為旋翼動平衡分析數(shù)據(jù)源。

必須在綜合顯示處理機或其它信號分析處理器加入相應(yīng)的數(shù)據(jù)讀取腳本，讀取法向加速度實時數(shù)據(jù)，作為直升機旋翼動平衡振動分析源數(shù)據(jù)。新增分析模塊，編寫相應(yīng)代碼用以分析。具體分析方法見以下步驟：

參數(shù)設(shè)置：根據(jù)本例直升機旋翼轉(zhuǎn)速212Rpm，旋翼為6片槳葉，慣導(dǎo)系統(tǒng)振動傳感器采樣率為32Hz，分析中心頻率f0=3.5Hz(對應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω)，轉(zhuǎn)速波動Δf=0.25Hz。考慮到及時性，分析時長5s，加窗類型為漢寧窗，重疊率設(shè)置為80%等。另外，為當(dāng)旋翼動平衡變差時及時告警，設(shè)置告警門檻值0.3IPS。

時頻分析：根據(jù)步驟設(shè)置的參數(shù)，進行快速FFT變換獲取不同頻率對應(yīng)的振動加速度幅值和相位。快速FFT變換屬于常規(guī)方法，在這里不贅述。圖6、圖7 繪出了起始時間120s的FFT變換結(jié)果。

圖6 直升機機體法向加速度頻域幅值曲線

圖7 直升機機體法向加速度相位曲線

旋翼轉(zhuǎn)速212Rpm，旋翼包含6片槳葉，其對應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速1Ω為3.5Hz,考慮轉(zhuǎn)速偏差0.25Hz，通過公式求取 [3.5Hz-0.25Hz 3.5+0.25Hz]的最大值，并根據(jù)對應(yīng)關(guān)系提取對應(yīng)的相位。

根據(jù)公式V=a/(2*pi*f0)轉(zhuǎn)換成振動速度，a為Z(t) FFT變換后的加速度頻域幅值，單位g，f0為分析中心頻率，單位Hz，V為速度，單位m/s，需乘以9800/25.4轉(zhuǎn)換成旋翼動平衡常用單位IPS(英寸/秒)。

3.3 實施結(jié)果

表1給出了起始時間120s，連續(xù)10s的動平衡結(jié)果。數(shù)據(jù)分析結(jié)果表明，利用慣導(dǎo)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)結(jié)果與采用動平衡儀的分析結(jié)果略有差別，主要是由于動平衡儀測試傳感器一般安裝在主減平臺上，與慣導(dǎo)系統(tǒng)加速度傳感器存在偏差。但趨勢規(guī)律一致，能夠滿足對椎體動平衡安全的監(jiān)控要求。

表1 利用慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)結(jié)果與采用動平衡儀分析結(jié)果對比

由于本文的基于慣導(dǎo)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)分析方法沒有類似動平衡儀頻閃儀裝置，相位不具備參考意義。

4 結(jié)論

本文通過對旋翼動平衡分析及監(jiān)控方法的思考，得出了通過慣導(dǎo)系統(tǒng)分析及監(jiān)控旋翼動平衡情況的新方法：通過對慣導(dǎo)系統(tǒng)法向加速度數(shù)據(jù)進行數(shù)學(xué)變換獲取反映旋翼動平衡的振動幅值，并可以直接顯示給飛行員。與一般直升機錐體振動測試方法項目相比，此方法不需另外加裝振動傳感器及采集設(shè)備，更為簡單實用。試飛數(shù)據(jù)對比分析結(jié)果表明，本文方法可以滿足實時安全監(jiān)控要求。

慣導(dǎo)系統(tǒng)分析結(jié)果與動平衡儀存在一定偏差，這主要是由于傳感器位置不同導(dǎo)致的，可以通過標(biāo)定進行修訂。