董明明 劉國(guó)強(qiáng) 于琦

摘要：通過(guò)分析某型直升機(jī)在尾起落架著地時(shí)出現(xiàn)的機(jī)體異常振動(dòng)，建立了一種以直升機(jī)狀態(tài)及操縱參數(shù)為基礎(chǔ)，以時(shí)頻分析為手段的地面動(dòng)不穩(wěn)定性方法。首先分析異常振動(dòng)與正常振動(dòng)的異同點(diǎn)，通過(guò)時(shí)頻分析獲得引起異常振動(dòng)的現(xiàn)象特征。通過(guò)頻率根源查找，最終找出引起異常振動(dòng)的原因?yàn)闄C(jī)體的俯仰模態(tài)與旋翼擺振后退型耦合引起的一種動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，并對(duì)引起該種現(xiàn)象的原因加以分析，給出改進(jìn)措施，為今后的直升機(jī)動(dòng)不穩(wěn)定試飛技術(shù)提供參考。

關(guān)鍵字：旋翼；異常振動(dòng)；時(shí)頻分析；不穩(wěn)定現(xiàn)象；擺振后退型運(yùn)動(dòng)

中圖分類(lèi)號(hào)：V32

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.067

旋翼和機(jī)體耦合系統(tǒng)的動(dòng)不穩(wěn)定性運(yùn)動(dòng)（“地面共振”及“空中共振”）是直升機(jī)在運(yùn)轉(zhuǎn)過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，它的出現(xiàn)往往在很短的時(shí)間內(nèi)就會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)毀壞，甚至引發(fā)人員傷亡。一般直升機(jī)在地面運(yùn)轉(zhuǎn)過(guò)程中，出現(xiàn)的旋翼與機(jī)體耦合的不穩(wěn)定現(xiàn)象，稱(chēng)為地面共振。對(duì)于旋翼與機(jī)體系統(tǒng)，若系統(tǒng)隨時(shí)間發(fā)散，則表明系統(tǒng)不穩(wěn)定，則系統(tǒng)會(huì)發(fā)生地面共振現(xiàn)象；若系統(tǒng)隨時(shí)間衰減，則表明系統(tǒng)是穩(wěn)定的，則系統(tǒng)不會(huì)發(fā)生地面共振現(xiàn)象；若系統(tǒng)隨時(shí)間時(shí)等幅振蕩，則表明系統(tǒng)處于臨界穩(wěn)定狀態(tài)。

本文針對(duì)某型直升機(jī)在尾起落架著陸過(guò)程中機(jī)體振動(dòng)有明顯增大的現(xiàn)象，以直升機(jī)狀態(tài)參數(shù)為基礎(chǔ)，利用時(shí)頻分析方法分析發(fā)生引起該異常振動(dòng)的原因，分析機(jī)體的俯仰模態(tài)與旋翼擺振后退型耦合導(dǎo)致的機(jī)械不穩(wěn)定現(xiàn)象，同時(shí)提出解決該問(wèn)題的辦法。

1異常振動(dòng)現(xiàn)象

直升機(jī)在某次地面著陸時(shí)，機(jī)體出現(xiàn)了難以忍受的異常振動(dòng)，飛行員通過(guò)提總距使這種異常振動(dòng)消失。針對(duì)機(jī)體出現(xiàn)的異常振動(dòng)，本文對(duì)直升機(jī)狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行分析，包括過(guò)載信號(hào)、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角及飛行員的各項(xiàng)操縱等參數(shù)，如圖1和圖2所示，圖1為機(jī)體的狀態(tài)參數(shù)，圖2為飛行員進(jìn)行的各種操縱。

從圖1看出，法向過(guò)載在AA時(shí)刻，開(kāi)始出現(xiàn)突變，當(dāng)總距在BB時(shí)刻時(shí)即總距處于中等總距時(shí)，法向過(guò)載繼續(xù)增大，總距放到底時(shí)，異常振動(dòng)繼續(xù)增大，之后飛行員迅速提總距，法向過(guò)載在提總距過(guò)程中出現(xiàn)峰值，過(guò)載最大值為1.78，之后異常振動(dòng)衰減，直至消失。從圖1還可看出，俯仰角速度在AA時(shí)刻之前有明顯的不定周期信號(hào)，且隨時(shí)間變化周期越來(lái)越大。

從圖2看出，在AA時(shí)刻之前及異常振動(dòng)過(guò)程中，周期變矩桿幾乎沒(méi)有變化，腳蹬操縱在BB時(shí)刻之后有比較緩慢的腳蹬操縱。而總距操縱在整個(gè)降總距過(guò)程，有明顯的周期信號(hào)。

該型機(jī)在之前著陸時(shí)，沒(méi)有出現(xiàn)該異常振動(dòng)，且著陸過(guò)程較平穩(wěn)。為便于對(duì)比，給出直升機(jī)著陸時(shí)機(jī)體在正常振動(dòng)時(shí)直升機(jī)的狀態(tài)參數(shù)及操縱參數(shù)，如圖3和圖4所示。

從圖3看出，直升機(jī)在AA時(shí)刻，法向過(guò)載開(kāi)始突變，在此過(guò)程中飛行員緩慢釋放總距，總距處于BB時(shí)刻即處于中等總距時(shí)，法向過(guò)載最大，過(guò)載最大值為1.02，隨后振動(dòng)逐漸衰減，最終趨于平穩(wěn)，俯仰角速率的變化有較低的不定周期信號(hào)。另外，從圖4看出，總距操縱沒(méi)有明顯的周期信號(hào)，因此，直升機(jī)在此狀態(tài)著陸時(shí)，飛行員反應(yīng)著陸動(dòng)作較平穩(wěn)，沒(méi)有振動(dòng)發(fā)散現(xiàn)象，與上述數(shù)據(jù)表征特征一致。

對(duì)比著陸過(guò)程中，異常振動(dòng)和正常振動(dòng)的相同點(diǎn)在于：在著陸過(guò)程中，過(guò)載值均會(huì)突然增大；不同點(diǎn)在于：異常振動(dòng)過(guò)載值比正常振動(dòng)大很多；總距在異常振動(dòng)時(shí)有較明顯的周期信號(hào)，而正常振動(dòng)時(shí)沒(méi)有較明顯的周期信號(hào)；俯仰角速率在異常振動(dòng)時(shí)有較明顯的不定周期信號(hào)，且頻率較高，而正常振動(dòng)時(shí)，俯仰角速度的周期信號(hào)頻率較低；其中最大的不同在于：異常著陸時(shí)，總距降到底時(shí)，振動(dòng)未衰減，反而越來(lái)越大；而正常振動(dòng)時(shí)，振動(dòng)在中等總距量時(shí)，振動(dòng)已衰減。

2異常振動(dòng)特征分析

從異常振動(dòng)數(shù)據(jù)表述特征發(fā)現(xiàn)，周期變距桿和腳蹬操縱不是引起異常振動(dòng)的原因，如圖5～圖10所示。因此，分析時(shí)不考慮其操縱的影響。另外從數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，總距的操縱及俯仰角速率的變化均有不定周期信號(hào)存在，而正常振動(dòng)的總距操縱未有周期信號(hào)，且俯仰角速度的周期頻率也相較于異常振動(dòng)時(shí)低。

為找出引起異常振動(dòng)的原因，需對(duì)異常振動(dòng)過(guò)程的特征進(jìn)行分析。傳統(tǒng)的方法有時(shí)域法和頻域法。傳統(tǒng)的時(shí)域法適用于有明顯振動(dòng)特征的信號(hào)，而傳統(tǒng)的頻譜法應(yīng)用于平穩(wěn)振動(dòng)過(guò)程的信號(hào)處理，而從數(shù)據(jù)表征來(lái)看，總距與俯仰角速率是不定周期，且隨時(shí)間有變化，應(yīng)用上述兩種方法均不能完全的表現(xiàn)信號(hào)特征。本文分析時(shí)利用時(shí)頻分析的方法，該方法可以在時(shí)間域觀察頻率及信號(hào)能量特征。振動(dòng)以過(guò)載信號(hào)分析為準(zhǔn)，另外需分析總距操縱量及機(jī)體狀態(tài)等參數(shù)。本文主要分析了直升機(jī)在著陸時(shí)出現(xiàn)的異常振動(dòng)與正常振動(dòng)時(shí)法向過(guò)載、總距操縱、俯仰角速度等參數(shù)。

圖5、圖7和圖9為直升機(jī)在著陸時(shí)，異常振動(dòng)過(guò)程中的法向過(guò)載、總距操縱、俯仰角速度時(shí)頻分析圖。從圖中看出，異常振動(dòng)時(shí)，法向過(guò)載最大值為1.78，法向過(guò)載及總距操縱的4～6s出現(xiàn)幅值增大的趨勢(shì)，頻率表現(xiàn)為以4.5Hz為主；俯仰角速度的頻率在整個(gè)著陸過(guò)程是變化的，頻率在2～4.5Hz變化，呈遞增趨勢(shì)，頻率在4.5Hz時(shí)響應(yīng)較大。

圖6、圖8和圖10為直升機(jī)在著陸時(shí)，正常振動(dòng)過(guò)程中的法向過(guò)載、總距操縱、俯仰角速度時(shí)頻分析圖。從圖中看出，正常振動(dòng)時(shí)，法向過(guò)載量值為1.02，比異常振動(dòng)時(shí)量值小很多，在3～6s發(fā)生幅值增大的趨勢(shì)，時(shí)域首先出現(xiàn)2.5Hz左右的頻率，隨后在5s時(shí)出現(xiàn)4.5Hz左右的頻率?？偩嗖倏v沒(méi)有2～5Hz的特征頻率，俯仰角速率首先出現(xiàn)1.5Hz的頻率，之后出現(xiàn)3Hz左右的頻率，沒(méi)有出現(xiàn)4.5Hz的頻率特征。

綜上所述，在異常振動(dòng)時(shí)，機(jī)體存在4.5Hz左右的異常頻率且幅值較大，并且總距、俯仰角速度等參數(shù)也有該頻率特征出現(xiàn)；而對(duì)于正常著陸，機(jī)體著陸時(shí)首次出現(xiàn)的頻率較低，之后才出現(xiàn)4.5Hz的頻率，總距、俯仰角速度等參數(shù)沒(méi)有該頻率特征出現(xiàn)。

3原因分析

通過(guò)以上數(shù)據(jù)分析，發(fā)現(xiàn)引起異常振動(dòng)的頻率為4.5Hz，對(duì)比全機(jī)的模態(tài)，發(fā)現(xiàn)該頻率為機(jī)體的俯仰模態(tài)，又因該架機(jī)擺振后退型傳到機(jī)體的頻率也在4.5Hz附近，因此，引起該異常振動(dòng)的原因?yàn)樾淼臄[振后退型運(yùn)動(dòng)與機(jī)體的俯仰模態(tài)耦合導(dǎo)致的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象。一般在地面發(fā)生的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象，若系統(tǒng)隨時(shí)間衰減，則說(shuō)明系統(tǒng)是穩(wěn)定的，即起落架系統(tǒng)與旋翼擺振阻尼足夠；若系統(tǒng)隨時(shí)間發(fā)散，則說(shuō)明系統(tǒng)是不穩(wěn)定的，即起落架系統(tǒng)與旋翼擺振阻尼不夠，則會(huì)發(fā)生地面共振現(xiàn)象。直升機(jī)的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象包括地面共振和空中共振，發(fā)生在地面工作狀態(tài)時(shí)，一般稱(chēng)為“地面共振”。直升機(jī)地面共振的機(jī)理是旋翼后退型擺振運(yùn)動(dòng)與槳轂重心有平移的機(jī)體模態(tài)耦合，機(jī)體受到初始擾動(dòng)后，各片槳葉不均勻地?cái)[振起來(lái)，產(chǎn)生一種不平衡的回轉(zhuǎn)離心力，激起機(jī)體在起落架上的振動(dòng)。若這兩個(gè)振動(dòng)系統(tǒng)存在這樣的關(guān)系：旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的離心激振力頻率與全機(jī)在起落架上的振動(dòng)某階固有頻率相同或接近，并且對(duì)應(yīng)固有頻率的固有振型使得槳轂中心在旋轉(zhuǎn)平面發(fā)生振動(dòng)，同時(shí)兩個(gè)系統(tǒng)的阻尼不能消耗上述激振力對(duì)系統(tǒng)做的功，槳葉的擺振和全機(jī)在起落架上的振動(dòng)就會(huì)互相加劇，惡性循環(huán)。振幅大到損壞直升機(jī)的程度，這種現(xiàn)象稱(chēng)為“地面共振”。若槳葉減擺器與起落架的阻尼足夠大，或者旋翼系統(tǒng)的離心力激振力頻率與全機(jī)在起落架上的振動(dòng)頻率相差足夠遠(yuǎn)，則直升機(jī)因外界干擾而激起的振動(dòng)就會(huì)削弱，直至衰減，則不會(huì)發(fā)生地面共振現(xiàn)象。

在分析地面共振時(shí)，建立機(jī)體與起落架的空間分析模型，如圖11所示。將直升機(jī)看作在彈性起落架上的剛體，旋翼與機(jī)體的耦合方程用式（1）表示。其中，式（1）中前兩個(gè)公式表示多槳葉擺振平衡方程，后兩個(gè)公式表示機(jī)體運(yùn)動(dòng)方程。式中：ζc=2/NNK=1cosψ看，ζs-2/NNK=1sinψk，ζk，ψk，N分別為第k片槳葉的基階擺振位移、方位角與槳葉片數(shù)，Iζ為槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，Sζ為槳葉質(zhì)量靜距，wζ為機(jī)體固有頻率，u=NMb/Mb，Mb為單片槳葉質(zhì)量，X，Y是機(jī)體坐標(biāo)系中的X和Y方向。

式（1）為旋翼系統(tǒng)與起落架系統(tǒng)的耦合方程，一般在分析時(shí)，考慮機(jī)體的航向、俯仰、側(cè)移、滾轉(zhuǎn)等模態(tài)。在理論上可以利用該模型計(jì)算系統(tǒng)是否穩(wěn)定。

因該直升機(jī)為后三點(diǎn)式起落架模式，且尾起落架距離主起落架較遠(yuǎn)，在地面滑行過(guò)程中或著陸過(guò)程中很容易發(fā)生俯仰方向上的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象。當(dāng)該直升機(jī)著陸時(shí)，隨著各個(gè)起落架的壓縮，起落架的剛度逐漸增大，使得機(jī)體的俯仰模態(tài)頻率逐漸增大，當(dāng)頻率增大到4.5Hz時(shí)，即激勵(lì)出機(jī)體的俯仰模態(tài)。又因直升機(jī)著陸過(guò)程飛行員緊握總距桿，總距桿在此時(shí)就以4.5Hz的頻率在振動(dòng)，而總距與周期變距桿有耦合，直接將該頻率傳遞給旋翼系統(tǒng)，激勵(lì)出旋翼的擺振后退型模態(tài)，使得擺振后退型模態(tài)與機(jī)體俯仰模態(tài)耦合，進(jìn)而導(dǎo)致整個(gè)機(jī)體將以4.5Hz的頻率振動(dòng)。為說(shuō)明總距與振動(dòng)時(shí)間先后關(guān)系，對(duì)總距與法向過(guò)載進(jìn)行高通濾波，如圖12所示，發(fā)現(xiàn)總距與法向過(guò)載變化趨勢(shì)相同，且總距先于法向過(guò)載發(fā)生，說(shuō)明引起該動(dòng)不穩(wěn)定的原因?yàn)榭偩嗉?lì)引起的。對(duì)比該型機(jī)在其他幾次著陸時(shí)，隨著飛行員降總距，振動(dòng)最終衰減下來(lái)，說(shuō)明系統(tǒng)阻尼是足夠的。而本次著陸試驗(yàn)會(huì)出現(xiàn)如此大的振動(dòng)（過(guò)載），是因在低總距下，旋翼系統(tǒng)幾乎沒(méi)有氣動(dòng)阻尼，系統(tǒng)阻尼會(huì)更小，因此在直升機(jī)低總距時(shí)，振動(dòng)有增大的趨勢(shì)，而此時(shí)該振動(dòng)頻率未衰減，又因飛行員快速提總距，相當(dāng)于重新給系統(tǒng)一個(gè)氣動(dòng)激勵(lì)，因此振動(dòng)峰值出現(xiàn)在提總距過(guò)程中。對(duì)于正常著陸時(shí)，總距及俯仰角速度在整個(gè)頻率段未出現(xiàn)4.5Hz的頻率，從而就不構(gòu)成頻率的傳遞，因此未發(fā)生本文出現(xiàn)的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象。

4解決辦法

從分析得知，引起異常振動(dòng)的原因?yàn)樾頂[振后退型運(yùn)動(dòng)與機(jī)體俯仰模態(tài)耦合引起的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象。從俯仰角速度時(shí)頻分析曲線(xiàn)對(duì)比看出，直升機(jī)在接地時(shí)刻，異常振動(dòng)俯仰角速度比正常振動(dòng)頻率更高一些，這說(shuō)明異常振動(dòng)時(shí)起落架的剛度較正常振動(dòng)大。一般引起起落架剛度大的原因有以下幾個(gè)方面：

（1）空氣腔初始?jí)毫υ酱?，起落架就越“硬”，緩沖器的壓縮量就越??；

（2）初始容積越小，起落架就越“硬”；

（3）氣體多變指數(shù)越大，起落架剛度就越“硬”，初始容積的大小涉及到改變起落架充油量及油液高度等參數(shù)，不易操作。

氣體多變指數(shù)的改變不易檢測(cè)，可以通過(guò)減小初始?jí)毫Φ姆椒ǎ@個(gè)方法容易操作且易檢測(cè)。因此，針對(duì)起落架剛度硬的特點(diǎn)，通過(guò)降低起落架緩沖器初始?xì)馇粔毫ΓM(jìn)而降低起落架剛度，使得直升機(jī)在俯仰方向上頻率降低。通過(guò)該種措施后，該型機(jī)著陸比之前平穩(wěn)很多，如圖13所示。從圖中看出，總距處于中等總距時(shí)（如畫(huà)實(shí)線(xiàn)位置），法向過(guò)載已經(jīng)開(kāi)始衰減，并且法向過(guò)載量值比之前異常振動(dòng)時(shí)降低了很多，過(guò)載值為1.1。采用該方法未從本質(zhì)上解決該不穩(wěn)定現(xiàn)象，要從根本上解決此間題，就要使旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的激振力頻率與全機(jī)在起落架上振動(dòng)的各階固有頻率分開(kāi)，并使分開(kāi)的足夠遠(yuǎn)，才能從根本上有效地防止“地面共振”。僅有增加阻尼的辦法消除“地面共振”比較困難。

5結(jié)論

本文分析了直升機(jī)在著陸時(shí)出現(xiàn)的異常振動(dòng)，通過(guò)對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，可得出以下結(jié)論：

（1）建立了一種分析直升機(jī)狀態(tài)及操縱參數(shù)為基礎(chǔ)的的地面動(dòng)不穩(wěn)定性方法。找到引起地面不穩(wěn)定性的原因，采取降低緩沖器壓力的方法，進(jìn)而改變直升機(jī)著陸時(shí)的俯仰角速度的頻率，在一定程度上抑制了地面動(dòng)不穩(wěn)定性的發(fā)生。

（2）本方法已經(jīng)應(yīng)用于型號(hào)試飛當(dāng)中，為今后的直升機(jī)著陸過(guò)程中的動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象提供研究方向，為設(shè)計(jì)改進(jìn)提供方向，為安全飛行提供理論基礎(chǔ)。