直升機旋翼槳葉振動特性試驗研究與仿真計算

孫衛兵 王宇奇

（中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333001）

0.引言

直升機的旋翼是升力的主要來源，而在運行工作中往往處于各種嚴酷的環境，例如前飛、后行過程中槳葉相對氣流速度與槳轂中心旋轉速度的差異，使得槳葉產生揮舞現象[1]。并且旋翼槳葉是在每一次的氣動環境中工作，會在槳葉上產生頻率為旋翼轉速Ω整數倍的持續氣動激振力[2]，氣動激振力頻率與槳葉固有頻率重合時，槳葉會發生共振現象，對直升機設計的穩定性和飛行人員的安全造成嚴重后果。為了使槳葉在運轉時不產生過度的振動，設計時應考慮槳葉各階固有頻率避開工作時的激振頻率。因而研究槳葉的固有特性是直升機動力學研究和結構設計的重要內容。

國內外關于旋翼槳葉固有特性的研究有采用力學分析建立運動微分方程的理論方法，如積分矩陣法、漸進法、三彎矩等。由于現在復合材料在槳葉設計中的廣泛使用，其鋪層、模壓技術以及槳葉內部還有泡沫等填充物，使得結構較為復雜，使用理論方法較難實現對槳葉固有特性的計算[3-4]。所以試驗與有限元仿真方法在槳葉固有特性研究中逐漸發展起來并得到了廣泛應用。

本文采用試驗與數值仿真的方法，研究了某直升機旋翼槳葉的固有特性。首先基于LMS數據采集系統，使用“錘擊法”分別從垂向、側向激勵槳葉，采用加速度傳感器拾取振動信號，進行了槳葉結構固支和“自由—自由”狀態下的模態試驗，獲取了槳葉低階固有頻率、阻尼及振型。然后采用數值仿真方法基于有限元軟件Abaqus對槳葉模型進行模態分析，針對結構特點運用殼單元與體單元相結合的方法進行網格劃分。最后將試驗結果與數值仿真結果對比分析，得到了某直升機旋翼槳葉的模態參數，為后續直升機動力學問題研究提供了分析依據。

1.試驗研究

1.1 試驗設計

為測量某型直升機旋翼槳葉在固支和“自由—自由”狀態下的模態參數，搭建了試驗平臺，主要有支持裝置、激振裝置、數據采集系統等組成，各部分的作用分別為：

（1）固支狀態時設計工裝夾具將槳葉根部固定在承力墻上，夾具提供的剛度足夠大，能夠保證槳葉根部在試驗過程中不會產生位移或轉動。“自由—自由”狀態時采用橡皮繩單點懸吊的方式，懸吊點為槳葉根部位置，根據槳葉質量配備橡皮繩，使試驗飛機在彈性支持下剛體運動的頻率小于2Hz[5]。（2）使用力錘激勵槳葉，力錘為B&K公司生產，型號為MB MODAL，力錘頭部配備了力傳感器，用以記錄試驗時系統的輸入信號。（3）ICP型加速度傳感器用來測量槳葉加速度值的變化。（4）LMS數據采集系統用于存儲系統輸入的力信號和輸出的加速度信號，并依此分析出槳葉模態參數。

1.2 試驗原理

試驗原理框圖如圖1所示。試驗具體步驟為：（1）固支狀態時將槳葉與試驗夾具相連，在將夾具固定在承力墻上，“自由—自由”狀態時將通過橡皮繩懸掛槳葉。（2）將力錘與加速度傳感器以此通過數據傳輸線、轉接頭與LMS采集儀相應的通道連接，設置好采集參數、傳感器量程以及錘頭觸發電平，建立槳葉幾何模型。（3）使用力錘激勵槳葉測點位置，記錄加速度傳感器和錘頭力的數據，分析槳葉的模態參數。

圖1 試驗原理圖

本次試驗設計的固支狀態的夾具如圖2所示，在自由狀態時中，使用一組2股的橡皮繩，單股橡皮繩直徑為5mm，長度為0.8m，槳葉吊離地后，橡皮繩的伸長量約為0.32m，依據公式計算得出系統懸掛頻率f=0.252Hz，小于2Hz，保證了試驗要求的自由狀態。

圖2 夾具圖

本次試驗設置了22個測點，如圖3所示，為了得到槳葉振型和減少試驗過程中傳感器附加質量的影響，采用移動力錘的方式激勵，僅用一個加速度傳感器采集振動信號，加速度傳感器布置在槳葉尖端的測點1位置。測量帶寬為0Hz～200Hz，譜線數為2048，頻率分辨率為0.1Hz，每次測量取線性平均5次。

圖3 槳葉模態試驗測點布置圖

1.3 試驗結果

通過試驗得到了固支狀態和“自由—自由”狀態下槳葉揮舞1～3階、擺振1～2階、扭轉1階的頻率和阻尼，結果如表1所示。

表1 某直升機旋翼槳葉模態試驗結果

2.有限元仿真

2.1 建模

在三維建模軟件Catia中建立槳葉模型，再通過ANSA軟件進行網格劃分，最后導出模型到有限元軟件ABAQUS中計算模態參數。由于槳葉結構主要由蒙皮和泡沫填充物組成，槳葉蒙皮為碳纖維，采用殼單元S4模擬，材料參數為E11=70GPa，E22=66GPa，G12=12GPa，μ12=0.3，ρ=1650 kg/m3[6]；填充物采用體單元C3D8R模擬，材料參數為[6]E=0.3MPa，μ12=0.03，ρ=200 kg/m3，殼單元與體單元采用“Tie”連接。槳葉有限元模型如圖4所示。槳葉有限元模型建立后，設置分析步，施加邊界條件，最后提交計算。

圖4 槳葉有限元模型

2.2 仿真結果

計算得到了槳葉固支狀態和自由狀態的揮舞1～3階、擺振1～2階、扭轉1階固有頻率，并與模態試驗結果進行了對比，如表2所示，模態振型如圖5和圖6所示。

表2 試驗與有限元方法的槳葉固有頻率對比表

圖5 固支狀態下槳葉振型

圖6 自由狀態下槳葉振型

由表2中的分析結果可知，槳葉固有頻率有限元仿真值與試驗值吻合較好，最大相對誤差為7.61%。產生誤差的原因可能是：（1）復合材料的力學特性具有一定的分散性，難以準確描述材料參數；（2）未考慮具體槳葉內部填充物與蒙皮的連接對槳葉固有特性的影響；（3）槳葉質量較輕，試驗時粘接的加速度傳感器產生的附加質量還是有影響；（4）有限元仿真時建立的槳葉模型進行了簡化，與實際槳葉結構有一定差別。

3.結論

本文對某型直升機旋翼槳葉的固有特性進行了研究，采用了試驗和有限元仿真方法得到了槳葉的揮舞1～3階、擺振1～2階、扭轉1階的模態參數，并將兩種方法得到的固有頻率進行了對比，最大相對誤差在7.61%，并對誤差產生的原因進行了分析，認為滿足工程計算要求。研究結果為后續直升機動力學問題研究提供了依據，也為其他直升機槳葉模態研究作出了參考。