CN104897394A - 一种直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法，首先通过直升机传动链扭特性飞行试验测试技术，根据旋翼转速、机体旋翼轴扭矩、主减机匣应变等测试参数确认动力传动链扭振特性状态，其次根据动力传动链扭振响应状态识别结果对直升机飞行谱进行更改并编制载荷谱，最后进行主要部件寿命分析处理等相关内容，能有效评估传动链扭振特性响应对直升机飞行安全影响，有利于提高直升机试飞安全性。

Description

一种直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法

技术领域

本发明属于直升机结构强度飞行试验领域，重点涉及直升机传动链扭振特性飞行试验。

背景技术

直升机旋翼(尾桨)/动力/传动系统耦合扭振动力学(简称传动链扭振特性)设计是直升机动力学设计的一项重要内容，是贯穿于整个型号研制过程的关键技术之一。

现代直升机大部分采用了旋翼叶间减摆器和全权数控系统发动机，叶间减摆器使直升机桨毂结构简单、重量降低、维护方便，全权数控系统发动机有效降低飞行员负担并具有优良的机动性能，但是带来了动力传动链扭振与发动机全权数控系统耦合动不稳定性问题，并且由于叶间减摆器对旋翼集合型摆振不提供阻尼，而旋翼的气动阻尼相对是很小的，因而耦合后系统模态阻尼一般很小，使得传动系统扭振动力学问题更加突出。

目前国内外对动力传动链耦合扭振动力学研究主要集中在动力相容性和耦合动稳定性计算和试验上，针对动力传动链耦合扭振响应特别是涉及飞行试验验证的内容相对较少。当出现动力传动链耦合扭振响应时，飞行员能感觉到直升机明显的低频响应，扭矩出现波动，这种波动导致传动系统部件及支承结构的载荷量值大幅提高，直接影响动力传动链部件及其支撑结构的寿命，而目前直升机寿命评估中使用的飞行谱是依据任务类型或使用方法编制，无法涵盖动力传动链扭振特性响应激发时的状态，无法评估其对直升机关键部件其支撑结构使用寿命的影响。

发明内容

为了解决上述问题，本发明在科研试飞中提供了一种直升机动力传动链扭振特性飞行试验验证方法和程序，以评估传动系统扭振特性对直升机各主要受力动部件整个寿命期的影响，包括测试参数、动力传动链扭振特性状态识别、飞行谱更改等方面。

直升机传动系统扭振特性飞行试验验证方法可按以下步骤进行：

第一步、根据直升机旋翼/动力/传动系统与发动机控制系统耦合扭振稳定性机理分析、并确定测试参数。

第二步、进行直升机动力传动链特性分析和地面试验，以瞬态激励方式改变旋翼总距获得扭振主要响应频率；

第三步、随机飞行试验，在直升机进行随机试飞时，根据旋翼转速、机体旋翼轴扭矩、主减机匣应变等测试参数确认动力传动链扭振特性状态；

第四步、飞行谱更改，根据动力传动链扭振响应状态识别结果得出每架次该状态时间，并据此对直升机原飞行谱更改飞行谱；

第五步、编制载荷谱；

第六步、关键部件安全寿命评估，根据编制的载荷谱，另外结合根据载荷谱完成各部件全尺寸结构的疲劳特性试验，确定各部件结构的S-N曲线。最后采用安全寿命评定方法对传动链各部件的疲劳强度进行评估，按Miner损伤原理公式计算结构的累计损伤，得出各部件寿命。

优选的是，在所述第一步中，测试参数根据传动链扭振特性和直升机各部件受力情况确定，对于旋翼轴上的扭矩，由主减内部齿轮传递至主减壳体，最后通过主减防扭架扩散至主减平台，测试参数包括旋翼转速、总矩操纵、旋翼轴载荷、主减机匣关键点应变测量、中减机匣关键点应变测量和尾减机匣关键点应变测量。

在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中：随机飞行试验采用随机飞行方法，不单独进行项目试飞。

在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中：随机飞行试验，动力传动链扭振特性状态识别，通过地面试验确定动力传动链耦合扭振固有频率，随机飞行试验时当旋翼转速、机体旋翼轴扭矩和主减机匣应变等同样出现同频率波动时，作为状态识别依据。

在上述任一方案中优选的是，在所述第四步中，根据第三步中动力传动链扭振响应状态识别结果得出每架次该状态时间t_i，叠加后∑t_i并求传动链响应时间在所有飞行时间中的比例ξ，直升机原飞行谱各飞行状态时间比例ξ_i按公式ξ_i后＝ξ_i*(1-ξ)更改飞行谱。

本发明的有益效果：

本发明提供了一种直升机动力传动扭振特性飞行试验验证方法。包括直升机传动链扭特性飞行试验测试技术、直升机飞行谱更改，主要部件寿命分析等相关内容。能有效评估传动链扭振特性响应对直升机飞行安全影响，有利于提高直升机试飞安全性。

本发明提供的方法可以结合直升机其他试飞科目进行，不需单独安排试飞架次，能有效缩短直升机型号研制周期。

附图说明

图1是按照本发明直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法的一优选实施例的流程图。

图2是图1所示实施例的直升机传动链扭振特性机理分析模型。

图3是图1所示实施例的地面试验1号发动机扭矩时间历程。

图4是图1所示实施例的旋翼转速出现频率3Hz的波动时间历程。

图5是图1所示实施例的主减机匣应变测点出现频率3Hz的波动时间历程。

具体实施方式

某型直升机采用了旋翼叶间减摆器和全权数控系统发动机，下面以该直升机动力传动链扭振特性飞行试验验证为例，阐述具体实施方式，具体包括以下步骤：

第一步、根据直升机旋翼/动力/传动系统与发动机控制系统耦合扭振稳定性机理分析、并确定测试参数。

第二步、进行直升机动力传动链特性分析和地面试验，给出扭振稳定性主要模态；

第三步、随机飞行试验，在直升机进行随机试飞时，根据旋翼转速、机体旋翼轴扭矩、主减机匣应变等测试参数确认动力传动链扭振特性状态；

第四步、飞行谱更改，根据动力传动链扭振响应状态识别结果得出每架次该状态时间，并据此对直升机原飞行谱更改飞行谱；

第五步、编制载荷谱；

第六步、关键部件安全寿命评估，根据编制的载荷谱，另外结合根据载荷谱完成各部件全尺寸结构的疲劳特性试验，确定各部件结构的S-N曲线。最后采用安全寿命评定方法对传动链各部件的疲劳强度进行评估，按Miner损伤原理公式计算结构的累计损伤，得出各部件寿命。

图1是在上述第一步骤中的直升机旋翼与发动机转速控制模型方框图，旋翼(发动机)转速(NR或NPT)由转速传感器拾取，并与旋翼(发动机)参考转速(NR REF)相比较，其差值输入全权数控系统，该系统依据转速差经算法计算，发出燃油输出量指令，驱动发动机燃油控制执行器，从而改变作用在发动机自由涡轮(动力涡轮)上的输出扭矩，再通过传动系统实现对旋翼转速的控制，使旋翼(及发动机)转速与参考转速偏差最小，达到旋翼(及发动机)转速恒定的目的。但当传动链固有模态被激起时，其响应进入旋翼转速传感器拾起信号，再经发动机全权数控系统进入发动机扭矩，带来新的不稳定性问题，会导致转速及扭矩的大幅波动直至发散。

为了降低扭转振动响应和防止发散，采用设置凹陷滤波器，其中心频率设置为传动链扭振第一阶固有模态频率(计算结果)，公式(1)为参入滤波器[H]后传动链扭振与发动机全权数控系统耦合动力学方程。

$\begin{array}{c}\left[M_{\mathrm{rq}}\right]\left\{{\stackrel{\·\·}{x}}_{\mathrm{rq}}\right\}+\left[C_{\mathrm{rq}}\right]\left\{{\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{rq}}\right\}+\left[K_{\mathrm{rq}}\right]\left\{x_{\mathrm{rq}}\right\}-\\ \left[B\right]\left[G\right]\left[H\right]\left\{{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_F\left(t\right)\right\}=\left\{F_{\mathrm{rq}}\left(t\right)\right\}-\left[B\right]\left[G\right]\left[H\right]N_{\mathrm{RREF}}\end{array}---\left(1\right)$

当出现旋翼(尾桨)/动力/传动系统(简称动力传动链)耦合扭振响应时，飞行员能感觉到直升机明显的低频响应，旋翼轴扭矩出现波动，对于旋翼轴上的扭矩，主要由主减内部齿轮传递至主减壳体，最后通过主减防扭架扩散至主减平台。因此测试参数包括旋翼轴载荷、主减机匣、中减机匣、尾减机匣关键点应变测量，测试参数具体布置根据直升机各部件受力情况确定。

另外测试包括旋翼转速、速度、高度、总矩操纵等飞参数据，以方便状态识别。

2)在所述第二步中，对该型直升机动力传动链扭振特性理论分析及地面试验验证，确定主要扭振主要响应频率。以瞬态激励方式改变旋翼总距，产生对旋翼/动力/传动系统扭振的激励载荷，从而激起发动机控制系统与扭振系统的扭振耦合运动。图2为左发动机扭矩时间历程，通过对时域数据进行频率分析，确定3Hz。

3)在所述第三步中为飞行试验，动力传动链扭振特性状态识别，动力传动链扭振响应主要特点是总距变化量大且较快，对扭振系统形成激励而引起，与直升机特定飞行状态不相关，属瞬态激励。通过步骤二地面试验确定动力传动链耦合扭振固有频率为3Hz，飞行时当动力传动链扭振响应被激发时，旋翼转速、机体旋翼轴扭矩、主减机匣应变等同样出现3Hz频率波动。因此状态识别主要依据是旋翼转速以及机体旋翼轴扭矩、机匣应变等参数同时出现频率为3Hz的波动响应进行状态确认，并统计每架次该状态时间t_i。

根据统计，发生载荷超限的飞行状态集中在着陆时，在02架机试飞591小时07分钟459次起落中，尾减机匣上测量的交变载荷出现超疲劳极限(或以上)的情况共27架次，其中比较严重的情况(超1小时疲劳极限载荷限制值)共9次，最为严重的情况(超10分钟和超15分钟疲劳极限载荷限制值)共5次，其中空中出现2次，对应的飞行为大过载俯冲拉起。

4)在所述第四步中为飞行试验飞行谱更改：根据步骤三动力传动链扭振响应状态识别结果：得出每架次该状态时间t_i，叠加后∑t_i并求传动链响应时间在所有飞行时间中的比例ξ，直升机原飞行谱各飞行状态时间比例ξ_i按以下公式更改飞行谱。ξ_i后＝ξ_i*(1-ξ)

表1某型号更改前、后飞行谱(部分)

4)在所述第五步中为编制载荷谱：通过动静态载荷信号分离、峰谷值检索、“雨流”计数等方法进行载荷谱编制，与所有直升机载荷编制方法一致。

5)在所述第六步中为关键部件安全寿命评估，根据编制的载荷谱，另外结合根据载荷谱完成各部件全尺寸结构的疲劳特性试验，确定各部件结构的S-N曲线。最后采用安全寿命评定方法对传动链各部件的疲劳强度进行评估，按Miner损伤原理公式计算结构的累计损伤D_h，得出各部件寿命。

其中中疲劳寿命为5360h尾减机匣6466h，其他受力部件为无限寿命。

需要说明的是，按照本发明的直升机传动链扭振特性飞行试验方法包括上述实施例中的任何一项及其任意组合，但上面所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明范围进行限定，在不脱离本发明设计精神前提下，本领域普通工程技术人员对本实发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

Claims (5)

1.一种直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法，其特征在于包括如下步骤：

第一步、根据直升机传动链扭振特性机理确定测试参数；

第二步、进行直升机旋翼/动力/传动系统与发动机控制系统耦合扭振稳定性分析和地面试验，以瞬态激励方式改变旋翼总距获得扭振主要响应频率；

第三步、随机飞行试验，在直升机进行随机试飞时，根据旋翼转速、机体旋翼轴扭矩、主减机匣应变测试参数与标准参数对比来确认动力传动链扭振特性状态是否正常；

第四步、飞行谱更改，根据动力传动链扭振响应状态识别结果得出每架次该状态时间，并据此对直升机原飞行谱更改飞行谱；

第五步、编制载荷谱；

第六步、传动链部件安全寿命评估，根据编制的载荷谱，另外结合根据载荷谱完成所述传动链部件全尺寸结构的疲劳特性试验，确定各部件结构的S-N曲线,最后采用安全寿命评定方法对所述传动链部件的疲劳强度进行评估，按Miner损伤原理公式计算结构的累计损伤，得出各部件寿命。

2.根据权利要求1所述的直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法，其特征在于：在所述第一步中，测试参数根据传动链扭振特性和直升机各部件受力情况确定，对于旋翼轴上的扭矩，由主减内部齿轮传递至主减壳体，最后通过主减防扭架扩散至主减平台，测试参数包括旋翼转速、总矩操纵、旋翼轴载荷、主减机匣关键点应变测量、中减机匣关键点应变测量和尾减机匣关键点应变测量。

3.根据权利要求1所述的直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法，其特征在于：在所述第三步中：随机飞行试验采用随机飞行方法。

4.根据权利要求3所述的直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法，其特征在于：在所述第三步中：随机飞行试验，动力传动链扭振特性状态识别，通过地面试验确定动力传动链耦合扭振固有频率，随机飞行试验时当旋翼转速、机体旋翼轴扭矩和主减机匣应变等同样出现同频率波动时，作为状态识别依据。

5.根据权利要求1所述的直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法，其特征在于：在所述第四步中，根据第三步中动力传动链扭振响应状态识别结果得出每架次该状态时间t_i，叠加后Σt_i并求传动链响应时间在所有飞行时间中的比例ξ，直升机原飞行谱各飞行状态时间比例ξ_i按公式ξ_i后＝ξ_i*(1-ξ)更改飞行谱。