伍特輝，劉軍樂

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

限力控制在直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)中的應(yīng)用

伍特輝，劉軍樂

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)是直升機(jī)在動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)中設(shè)計(jì)、故障診斷的分析試驗(yàn)之一，為“地面共振”分析提供槳轂中心的動(dòng)力特性參數(shù)，為其設(shè)計(jì)改進(jìn)提供依據(jù)。以某直升機(jī)槳轂中心為試驗(yàn)研究對(duì)象，針對(duì)試驗(yàn)中的限力控制對(duì)試驗(yàn)的影響及其優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了探討，并與不限力掃頻試驗(yàn)作對(duì)比分析，為以后的研究工作提供技術(shù)支撐。

槳轂中心;限力控制;試驗(yàn)研究;地面共振

0 引言

“地面共振”是直升機(jī)在地面運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)旋翼與機(jī)體耦合的自激動(dòng)不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象，是直升機(jī)動(dòng)力學(xué)的基本問題之一。這種耦合系統(tǒng)的動(dòng)不穩(wěn)定性一旦發(fā)生，幾秒鐘內(nèi)就可使槳葉擺振和機(jī)體振動(dòng)的幅度達(dá)到毀壞直升機(jī)的程度。為了給直升機(jī)“地面共振”分析提供依據(jù)，需要提供槳轂中心的動(dòng)力特性參數(shù)，這就要求對(duì)其整體及主要分系統(tǒng)和組件進(jìn)行充分的力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)。

傳統(tǒng)的直升機(jī)槳轂中心動(dòng)力學(xué)振動(dòng)試驗(yàn)使用不限力正弦掃頻，很容易出現(xiàn)過載，且信噪比低，試驗(yàn)精度不高，這種過載極易造成直升機(jī)及其部件損傷。為了克服這種情況，在試驗(yàn)中限制直升機(jī)槳轂中心和試驗(yàn)夾具之間的振動(dòng)力幅值，即采用限力控制技術(shù)。

與傳統(tǒng)的不限力正弦掃頻試驗(yàn)不同，在限力控制技術(shù)中，首先要制定合適的力幅值條件，其次要掌握力測(cè)量和控制技術(shù)，因此對(duì)限力試驗(yàn)條件、力測(cè)量設(shè)備、力信號(hào)采集和處理技術(shù)等都提出了很高的要求。限力控制方法從20世紀(jì)90年代開始逐漸在NASA和歐空局得到應(yīng)用。1990年，NASA噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)在某飛行器組件振動(dòng)試驗(yàn)失敗的情況下，首次在試驗(yàn)中嘗試采用力信號(hào)控制方法?，F(xiàn)在，NASA噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室、戈達(dá)德航天中心及其承包商在許多振動(dòng)試驗(yàn)中都采用了力值控制技術(shù)［1，2］。在我國(guó)，限力控制方法的研究還處于起步階段，北京某工程研究所開展了限力控制技術(shù)的研究工作，使用某承力筒進(jìn)行了限力控制試驗(yàn)研究，并取得了一定的成果［3－5］。本文針對(duì)某直升機(jī)槳轂中心進(jìn)行限力控制技術(shù)的試驗(yàn)嘗試，分析這種技術(shù)在提高試驗(yàn)精度、提高信噪比及抑制力過載等方面的優(yōu)點(diǎn)及缺點(diǎn)，尋找下階段研究的方向和需要解決的技術(shù)難點(diǎn)。

1 理論基礎(chǔ)

1．1 限力控制原理

在振動(dòng)實(shí)驗(yàn)室中的限力控制試驗(yàn)通常使用拉壓力傳感器，傳感器安裝于試驗(yàn)件與激振裝置之間的界面內(nèi)，利用如下公式控制力信號(hào)。

其中，F(xiàn)為測(cè)量的基礎(chǔ)輸入力;F0為參考的限力幅值;a為容差。

1．2 計(jì)算原理

槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)是利用一個(gè)輸入力信號(hào)，通過調(diào)節(jié)控制，得到其位移響應(yīng)或加速度響應(yīng)，從而得到槳轂中心的頻響函數(shù)，以下是頻響函數(shù)的計(jì)算公式。

其中，H(w)為頻響函數(shù);X(w)為輸出響應(yīng);F(w)為輸入激勵(lì)。

2 某型機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)

2．1 試驗(yàn)平臺(tái)

直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)由模擬升力卸載子系統(tǒng)、激振裝置子系統(tǒng)、位移測(cè)量子系統(tǒng)、力測(cè)量子系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等組成。

試驗(yàn)是在有升力卸載的狀態(tài)下進(jìn)行的，因此試驗(yàn)過程中必須對(duì)試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行升力卸載模擬。升力卸載模擬是通過對(duì)試驗(yàn)機(jī)施加向上的拉力來實(shí)現(xiàn)的，模擬升力卸載子系統(tǒng)包括:電動(dòng)吊車、橡皮繩組、測(cè)力傳感器、和吊環(huán)單叉等。整個(gè)激振系統(tǒng)由液壓作動(dòng)缸、激振桿和安裝臺(tái)架組成，液壓作動(dòng)缸提供激勵(lì)力。某型機(jī)槳轂中心動(dòng)特性側(cè)向試驗(yàn)激振如圖1所示。

2．2 試驗(yàn)控制原理

不限力正弦掃頻是一種測(cè)量頻響函數(shù)的典型方法，在預(yù)先選定的頻率范圍內(nèi)，從最低頻到最高頻選定足夠的離散頻率值，每次用一個(gè)頻率給出激勵(lì)信號(hào)，測(cè)出該激勵(lì)的穩(wěn)定響應(yīng)，再步進(jìn)到下一個(gè)頻率，進(jìn)行同樣的測(cè)量，直到所有預(yù)定頻率的離散點(diǎn)全部步進(jìn)完畢。控制原理如圖2所示。

限力控制是在正弦掃頻的基礎(chǔ)上將力信號(hào)作為響應(yīng)控制信號(hào)進(jìn)行限幅控制，控制原理如圖3所示?？刂葡到y(tǒng)首先根據(jù)控制軟件產(chǎn)生電壓信號(hào)，經(jīng)可變?cè)鲆娣糯笃鬏斎虢o功率放大器，由功率放大器把電壓信號(hào)放大后驅(qū)動(dòng)液壓作動(dòng)缸。安裝在激振桿上的載荷傳感器測(cè)得的力反饋給控制系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)將激振的實(shí)際載荷和要求的載荷加以比較，并通過一系列的處理將實(shí)際載荷調(diào)整到要求的力幅值，以保證激振桿按要求的試驗(yàn)條件運(yùn)動(dòng)。

3 試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析

為了驗(yàn)證限力控制技術(shù)的可行性及其優(yōu)缺點(diǎn)，在此取某型機(jī)槳轂中心動(dòng)特性的側(cè)向試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比。

首先使用不限力快速正弦掃頻，輸入一個(gè)正弦掃頻信號(hào)進(jìn)行掃頻試驗(yàn)，選定頻率步長(zhǎng)為0．02Hz，測(cè)得槳轂中心的位移信號(hào)，得出其位移頻響函數(shù)曲線。當(dāng)掃頻信號(hào)經(jīng)過共振峰時(shí)，試驗(yàn)機(jī)震蕩非常大，力幅值迅速衰減，不易于控制，如圖4所示。

然后在不限力掃頻試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，采用第一階頻率100N和第二階頻率500N作為力的限幅控制條件，進(jìn)行力限控制試驗(yàn)，得出其位移頻響函數(shù)曲線。在力限控制中，由于對(duì)力幅值進(jìn)行了限制(力譜曲線如圖5所示)，因此掃頻信號(hào)經(jīng)過共振峰時(shí)試驗(yàn)機(jī)比較平穩(wěn)，易于控制，可以有效地避免過試驗(yàn)的發(fā)生。

由圖5可以看出，經(jīng)過力限控制后，位移頻響函數(shù)曲線更平穩(wěn)光滑，波動(dòng)小，其信噪比得到了很大的改善，有利于試驗(yàn)數(shù)據(jù)的后處理。

經(jīng)數(shù)據(jù)處理后得到直升機(jī)的模態(tài)參數(shù)，模態(tài)頻率和阻尼見表1，振型見圖6、圖7。從表1可以看出，限力控制應(yīng)用在槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)中，提高了試驗(yàn)精度和模態(tài)置信度。究其原因在于:限力控制對(duì)力幅值進(jìn)行了有效控制，加速度和頻響曲線更加光滑，信噪比得到了提高，減小了試驗(yàn)誤差。由于直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)著重關(guān)注的是槳榖中心的傳遞函數(shù)及頻率，因此測(cè)點(diǎn)比較少，但是也可以從圖6、圖7的振型中得出一階為平動(dòng)和二階為俯仰，這與直升機(jī)真實(shí)模態(tài)振型是相吻合的。

表1 某型機(jī)80%升力側(cè)向模態(tài)頻率及阻尼比較

4 結(jié)論及展望

在某型機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)中嘗試了力限控制，并與傳統(tǒng)掃頻試驗(yàn)對(duì)比，可以得到以下結(jié)論:

1)限力控制技術(shù)在槳轂中心試驗(yàn)中進(jìn)行了有效控制，驗(yàn)證了限力控制技術(shù)在直升機(jī)試驗(yàn)中的可行性和有效性。

2)在試驗(yàn)機(jī)處于共振峰時(shí)，由于限力控制限定了力幅值，可以有效地避免過試驗(yàn)的發(fā)生。

3)限力控制技術(shù)應(yīng)用在直升機(jī)槳轂中心動(dòng)特性試驗(yàn)中，提高了試驗(yàn)精度及模態(tài)置信度，對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的信噪比有很大的改善，有利于后續(xù)的“地面共振”分析。

同時(shí)，通過此次的嘗試性試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，要想把力限控制技術(shù)有效應(yīng)用到我國(guó)的直升機(jī)試驗(yàn)中去，還有許多關(guān)鍵技術(shù)需要攻克，包括:在控制力幅值時(shí)，同時(shí)進(jìn)行加速度控制;力限試驗(yàn)夾具的設(shè)計(jì)和優(yōu)化;限力控制中最佳力幅值的快速確定等等。

隨著我國(guó)航空事業(yè)的發(fā)展，對(duì)動(dòng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)的要求也越來越高，這就需要不斷提高動(dòng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)的控制技術(shù)及其有效性，使動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)技術(shù)跟上國(guó)際發(fā)展水平。

［1］ NASA．Force limited vibration testing［S］．NASA Technical Handbook 7004B，Jan 2003．

［2］ NASA．Force limited vibration testing monograph［R］．NASA Reference Publication RP－1403，May 1997．

［3］ 張俊剛，龐賀偉．振動(dòng)試驗(yàn)中力限控制技術(shù)［J］．航天器環(huán)境工程，2005，22(5):253—256．

［4］ 岳志勇，張俊剛，馮咬齊，等．力限試驗(yàn)夾具及FMD技術(shù)研究［J］．航天器環(huán)境工程，2007，24(4):244－247．

［5］ 李新明，岳志勇，張俊剛，等．力限控制技術(shù)的試驗(yàn)研究［J］．強(qiáng)度與環(huán)境，2008，35(4):8－11．

The Force Limited Application in Dynamic Characteristics Test of Helicopter Hub Center

WU Tehui，LIU Junle
(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China)

The test of dynamic characteristics of the hub center is one of the analyzing test，for designing in the dynamic test and diagnosing malfunction．It offers the dynamic characteristic parameters of the hub head for analyzing ground resonance and the gist for the designing and ameliorating．In this paper，taking the helicopter to the researched object of the test，it discussed the influence of force control in test and the merits or the defects，contrasted against no control force swept test，to offer the technology for the coming study．

hub center;force limited;test research;ground resonance

V216．2

A

1673-1220(2017)02-061-04

2016－09－30

伍特輝(1985－)，男，湖南新化人，碩士，工程師，主要研究方向:直升機(jī)動(dòng)力學(xué)與抗墜毀。