CN105181249A - 一种用于直升机旋翼平衡的一次配重调整方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种用于直升机旋翼平衡的一次配重调整方法，包含如下步骤：一、收集旋翼第一次配重前后的振动数据与转速数据、第一次配重位置信息C、第一次配重信息；二、根据配重前后的振动数据与转速数据求取配重前后的不平衡位置信息B、E；三、不平衡位置信息B、E以及第一次配重位置信息C求取缩放系数k和相位延时再根据缩放系数k、相位延时以及第一次配重位置信息C求取第一次配重后实际不平衡质心D；四、获取实际不平衡质心D点关于旋翼中心的中心对称的F点的极坐标，通过点F的相位信息获取两个需配重的配重点位置，再分别根据两配重位置点求取配重量。本发明可以计算出精确的为了使旋翼平衡的第二次配重量，以使直升机振动水平在要求之内。

Description

一种用于直升机旋翼平衡的一次配重调整方法

技术领域

本发明属于直升机动力学领域，在旋翼第一次配重前后两次振动与转速数据、旋翼配重位置方位信息、第一次配重信息基础上，根据本发明算法流程可以计算出精确的为了使旋翼平衡的第二次配重量，以使直升机振动水平在要求之内。本发明可以用于直升机主旋翼、尾浆的平衡调整，或旋转机械动平衡调整。

背景技术

旋翼是直升机的主要振源之一，且是影响最大的。由旋翼的不平衡带来的过度振动会对直升机造成很大危害性，主要有造成机组成员和乘客的不适、疲劳；造成直升机零件的疲劳损伤与加重；造成武器系统准确性能降低等。为此，在直升机旋翼优化设计的基础上，通过后期的旋翼动平衡试验调整以降低直升机振动水平是一种非常重要和最主要的手段。

直升机的旋翼系统包括主旋翼与尾浆，它们由N(常为2到6)片桨叶构成，在正常状态下，主旋翼和尾浆的转速为恒定的，这会带来几赫兹与几十赫兹的振动，刚好落在人的感受频率范围中，通过旋翼平衡调整以降低旋翼振动对人和直升机零件的影响。

直升机在交付之前，对旋翼的桨叶都经过锥体与平衡调整，而桨叶的桨榖一般没有进行平衡调整，加上装配上的误差，需要在直升机第一次飞行前进行旋翼锥体与平衡调整，使直升机三个方向(直升机机体坐标OXYZ系三个方向)的振动平水满足要求。直升机机体坐标OXYZ系三个方向为X轴向、Y轴向、Z轴向，其中X轴向指与直升机纵轴一致，指向直升机前方；Y轴向指垂直直升机对称面并指向右方；Z轴向指在直升机对称面内并垂直纵轴，指向下方。通常通过调整旋翼的锥体来调整直升机Z轴向的振动水平，旋翼平衡调整指的是调整与X轴向与Y轴向组成的平面的振动水平。

发明内容

为了提供一种更为有效的旋翼平衡调整方式，本发明提出了一种用于直升机旋翼平衡的一次配重调整方法，通过旋翼平衡调整设备采集的第一次配重之前、第一次配重后的数据，此次配重信息，及必要的旋翼信息，通过本发明的计算流程可以得出精确的旋翼平衡的配重量，以使直升机振动水平在要求之内。本发明可以用于直升机主旋翼、尾浆的平衡调整，或旋转机械动平衡调整。此第一次配重并非特指直升机交付的第一次配重，而是相对于第一次配重的前一次配重，可以是任何旋翼平衡调整的一次配重。即本方法是指通过一次直升机旋翼配重试重试验后，可以得出为了使直升机的振动水平在要求范围之内的配重量。

本发明的发明目的通过以下技术方案实现：

一种用于直升机旋翼平衡的一次配重调整方法，包含如下步骤：

步骤一、收集旋翼第一次配重前的振动数据与转速数据、第一次配重后的振动数据与转速数据、第一次配重位置信息C、第一次配重信息；

步骤二、根据第一次配重前的振动数据与转速数据求取配重前的不平衡位置信息B；根据第一次配重后的振动数据与转速数据求取配重后的不平衡位置信息E；

步骤三、根据配重前的不平衡位置信息B、配重后的不平衡位置信息E以及第一次配重位置信息C求取缩放系数k和相位延时再根据缩放系数k、相位延时以及第一次配重位置信息C求取第一次配重后实际不平衡质心D；

步骤四、获取实际不平衡质心D点关于旋翼中心的中心对称的F点的极坐标，通过点F的相位信息获取两个需配重的配重点位置，再分别根据两配重位置点求取配重量。

附图说明

图1旋翼动力学分析；

图2从振动源到数据的信号传输路径；

图3根据转速脉冲截取整数个周期的振动数据示意图；

图4缩放系数k与相位延时推导图；

图55片桨叶的主旋翼的桨叶配重量求解示意图；

图6一种4片桨叶系统的桨叶配重量求解意图；

图7为本发明的流程图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

对于直升机旋翼系统(包括主旋翼与尾浆)，对于主旋翼，振动数据为与直升机主旋翼旋转平面平行的机体振动加速度或速度数据，转速数据为直升机主旋翼转速脉冲数据或者可以转换成脉冲数据的转速数据；对于尾浆，振动数据为与直升机尾浆旋转平面平行的尾浆振动加速度或速度数据，转速数据为直升机尾浆转速脉冲数据或者可以转换成脉冲数据的转速数据。旋翼配重位置方位信息为主旋翼或尾浆的叶片数和各配重位置的方位(角度)信息。第一次配重信息为在主旋翼或者尾浆上进行第一次配重的配重位置和大小。这些为进行直升机旋翼平衡调整的必要数据或信息。

为了达到上述目的，先进行必要的说明

说明一：直升机旋翼动力学分析

对直升机旋翼工作时候的动力学进行分析，如图1假设模型直升机的主旋翼为5片桨叶，理论上5片桨叶构成正五边形，相邻两桨叶的夹角为72度。

假设：旋翼的恒定转速为ω，直升机整体质量为M，在整个旋翼平面存在一个不平衡质心为A，其质量为m₁，则此质心A在旋翼转动时产生的离心力为

F₁＝m₁*a₁＝m₁*ω²*l₁Equ.1

这个离心力对整个机体产生作用,假设此时直升机整机的加速度为a，则有

$\begin{array}{c}{F}_1=m_1*a_1=M*a\\ \⇒m_1*{\mathrm{\ω}}^2*l_1=M*a\end{array}---\mathrm{Equ}.2$

由于在直升机设计中，旋翼系统中的主旋翼或者尾浆的各桨叶的配重位置与旋翼中心的距离为恒定值，此处设为l₂。为了平衡不平衡质心产生的离心力，则有

F₂＝F₁

F₂＝m₂*a₂＝m₂*ω²*l₂Equ.3

＝F₁＝m₁*ω²*l₁

得：

$\begin{array}{c}{m}_2*l_2=m_1*l_1=M*a/{\mathrm{\ω}}^2\\ \⇒m_2=(M/{\mathrm{\ω}}^2/l_2)*a\end{array}---\mathrm{Equ}.4$

得配重的质量m₂与直升机整机的加速度a的理论换算关系为

k₁＝M/ω²/l₂Equ.5

说明二、从振动源到数据的信号传输路径影响分析

旋翼在旋转过程中存在不平衡，能量会以振动的形式传递到其他地方，对于旋翼系统的主旋翼开始由主旋翼传递到主减速器(尾浆的是通过尾浆传递到尾减速器)，接着经过主减速器/尾减速器传递到机体，最后传递到传感器安装的位置，在这一个结构路径中，振动信号(能量)可能会存在一定的相位延时和非线性能量大小变化，如：

(1)如在这个结构路径上存在柔性轴承等，在此称这个振动信号在结构上传递产生的延时为结构路径形变(用幅值的缩放系数k₀₁与相位延时表示)；

(2)传感器在采集数据的时候，由于安装的原因和传感器内在因数，以及安装相位差(振动传感器与转速传感器的采集信号方向的夹角)，在此称为传感器形变(用幅值的缩放系数k₀₂与相位延时表示)；

(3)信号采集会存在一定的延时，通常采集器采集转速和振动两种信号，也会存在一定的不同步，称为采集器采集形变(此用幅值的缩放系数k₀₃与相位延时表示)。

以上结构路径形变、传感器形变、采集器采集形变等共同作用产生的信号大小与相位形变，统称为称传输路径形变(此用幅值的缩放系数k₀与相位延时表示)，如图2。信号经过振源到被采集会产生传输路径形变时，会有一个相位偏差，求取这个幅值的缩放系数k₀与相位延时在此设

k₀＝f(k₀₁,k₀₂,k₀₃)Equ.6

则配重的质量m₂与直升机整机的加速度a的理论换算关系，及理论加速度到实际采集数据的缩放系数k₀共同作用下的，配重的质量m₂与数据幅值Amp(在后面有明确说明)之间的换算关系k，即振动量大小与配重质量的换算关系。

m₂＝k*Amp

k＝k₁*k₀

Equ.7

＝(M/ω²/l₂)*f(k₀₁，k₀₂，k₀₃)

k₀＝f(k₀₁,k₀₂,k₀₃)

这个换算关系k存在一定的非线性，而在实际中，这个非线性很难计算出来，相位延时可认为是接近线性的。一般说来，在旋翼平衡调整中，相位信息相对于幅值信息更为重要，在此假设换算关系k近似为线性的。

本发明的解决方案的步骤如下：

步骤一、旋翼平衡调整相关数据与信息收集

为了实现本方法的结果，需求旋翼第一次配重前的振动数据与转速数据、需求旋翼第一次配重后的振动数据与转速数据、旋翼配重位置(配重点)信息。第一次配重信息。

第一次配重信息包含获知振动数据是加速度还是速度信号；收集此旋翼系统的特性，是否存在标准桨叶不能进行配重增减操作，以及各配重点的方位信息，进行编号。算取每个配重点与坐标原点(旋翼中性)的直线方程。

通过采集器采集的未配重时的振动信号(加速度信号或者速度信号，理论上同一点的振动速度信号相对于振动加速度信号延迟了90度，本发明以振动加速度作为说明)为x_vib1，转速脉冲信号为x_rev1；加配重后，第二次测得振动信号为x_vib2，转速脉冲信号为x_rev2。

步骤二、振动信号统一为加速度信号

如果原本振动数据是加速度信号，不作处理；如果原本振动数据为速度信号，则要进行速度转加速度，如下：

速度：v＝sin(2πf*t)；ω＝2πf

加速度： $a=\frac{\∂v}{\∂t}=\frac{\∂\sin (\mathrm{\ω}*t)}{\∂t}$ Equ.8

$=\mathrm{\ω}*\cos (\mathrm{\ω}*t)=\mathrm{\ω}*\sin (\mathrm{\ω}*t+\frac{\mathrm{\π}}{2})$

速度信号转加速度信号，需要相位提前π/2＝90°，幅值放大ω(角频率)倍。

步骤三、配重前后两次振动信号的幅值与相位求取

如图3所示，采集器采集的振动加速度/速度号数据、转速数据，先通过转速信号得出旋翼转速，换算出旋翼的角频率转速ω，并通过转速脉冲数据截取旋翼M个整数旋转周期的振动加速度信号为x_Int(包含N个数据点)。则x_Int与N个数据点M个周期的标准余弦信号x_cos与正弦信号x_sin的相关性系数为

${\mathrm{Corr}}_{\cos }=\underset{i=1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}{x}_{\mathrm{Int}}\left(i\right)*x_{\cos }\left(i\right)/N*2$

Equ.9

${\mathrm{Corr}}_{\sin }=\underset{i=1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}{x}_{\mathrm{Int}}\left(i\right)*x_{\sin 1}\left(i\right)/N*2$

通过反正切函数计算，并根据相关系数[Corr_cos,Corr_sin]所在的象限，可以得到在0度到360度的相位值与幅值Amp

$\mathrm{Amp}=\sqrt{{{\mathrm{Corr}}_{\sin }}^2+{{\mathrm{Corr}}_{\cos }}^2}$

θ＝0°,180°,360°,根据[Corr_cos,Corr_sin]所在象限得到

如果振动数据为速度信号，需要转换成加速度，直角坐标为[ω*Corr_sin,ω*Corr_cos]，极坐标为

$\mathrm{Amp}=\mathrm{\ω}*\sqrt{{{\mathrm{Corr}}_{\sin }}^2+{{\mathrm{Corr}}_{\cos }}^2}$

Equ.11

根据振动数据是加速度还是速度信号，可以分别根据Equ.10和Equ.11，得出加速度域下的数据，可以得到第一次配重前的振动加速度信号的极坐标下的幅值Amp₁与与直角坐标系下的配重前的不平衡位置B[Corr_cos1，Corr_sin1]，第一次配重后的极坐标下的幅值Amp₂与与直角坐标系下的配重后的不平衡位置E[Corr_cos2，Corr_sin2]。

步骤四、第一次配重后旋翼不平衡质心位置求取

假设在某种程度下，缩放系数k与相位延时为一个固定值，即对于同一架直升机，在测试的过程中，不会出现变化，则通过以下步骤可以推导出旋翼不平衡质心位置。

在图4中，A点为旋翼实际的不平衡质心，由于测量上存在一个相位延时通过测量系统测得的结果为B点存在这样的关系

由A点极坐标可以得到直角坐标为

通过第一次配重前的振动加速度信号，根据步骤三可以得到B点直角坐标为

B:(x_B,y_B)

x_B＝Corr_cos1Equ.14

y_B＝Corr_sin1

当从直升机设计人员得知一个合适的加速度到配重质量的换算关系，理论上做法，是在B点关于旋翼中心的中心对称点进行合适的配重，设配重点为C点。也可在其他位置进行合适的配重，也假设为C点。

根据实际的配重与配重点的位置可以得出C点直角坐标为

C:(x_C,y_C)Equ.15

通过采集器采集第一次配重后的振动加速度信号，通过步骤三的过程可以得到第一次配重后的振动加速度信号在直角坐标系上的点，即E点，坐标如下

E:(x_E,y_E)

x_E＝Corr_cos2Equ.16

y_E＝Corr_sin2

由配重前的不平衡点A与第一次配重点C可以得到第一次配重后的实际不平衡位置为D点(D:(x_D,y_D))的直角坐标为，

x_D＝x_C+x_A

Equ.17

y_D＝y_C+y_A

又因为D点与E点存在和A点与B点的关系(缩放系数k与相位延时相同)，同理可知

Equ.18

通过Equ.17和Equ.18公式可以得出

考虑到x_C与y_C其中一个可能为零，k有两种表达

x_C≠0

Equ.20

y_C≠0

Equ.20

对相位延时从0度到360度，代入到Equ.20或Equ.21中，可以得到y值，理论上当y＝0时候，就得到的解，然而会存在两个解，相隔180度。实际上，通常取y的绝对值|y|，则|y|最小值对应的位置为的解，存在两个解，其中一个解得到的换算关系k为负值，应该剔除掉，另个得到正值k为正确的解。

把解出的换算关系k和相位延时代入D点公式Equ.18中，可以得到D点实际值，继而可以得到D点关于旋翼中心中心对称的F点坐标为

F:(x_F,y_F)

x_F＝-x_D；Equ.22

y_F＝-y_D

或F点的极坐标，由于通过直角坐标转换为极坐标中用到反正切函数，而反正切函数得到的结果在-90度到90之间，然而F点的角度范围为0度到360度之间，为此需要进行调整，θ值可以根据[x_F,y_F]所在的直角坐标系的象限得到合适的0、180或360。

$r_F=\sqrt{{x_F}^2+{y_F}^2}$

θ＝0°,180°,360°,根据[x_F,y_F]所在象限得到

步骤五、桨叶的配重量计算

由步骤四求出的第一次配重后的旋翼系统实际的不平衡质心位置D点，则它的关于旋翼中心的中心对称即F点，在此称为反方向质心。根据F点的相位和离原点的距离(半径r_F)，在需要配重的的桨叶进行矢量分解，可以得到桨叶的配重量。

具体为，根据相位可以判断出需要在哪两片桨叶上进行配重。在直升机旋翼系统，可能会有存在标准桨叶，通常不能对其进行配重的增减操作。如在5片桨叶中，需要通过对其他4片桨叶进行配重，通常只对其中的两片或者一片桨叶进行配重。

如在图5所示的5片桨叶系统中，各桨叶的夹角为72度，现根据点F在相应的两桨叶上作矢量分解，假设一片桨叶的直线方程为l₁＝a₁x，另一片为l₂＝a₂x，其中4片桨叶的直线方程为：

直线方程：l＝ax

白桨叶： $a=\tan (2\mathrm{\π}*\frac{1}{5})$

红桨叶： $a=\tan (2\mathrm{\π}*\frac{2}{5})---\mathrm{Equ}.24$

绿桨叶： $a=\tan (2\mathrm{\π}*\frac{3}{5})$

蓝桨叶： $a=\tan (2\mathrm{\π}*\frac{4}{5})$

根据相位落在的两片桨叶之间或者两配重点之间，得知直线l₁＝a₁x与直线l₂＝a₂x的斜率a₁与a₂值。

两桨叶或者两配重点的配重量求解过程如下：

过点F(x_F,y_F)作桨叶l₁、l₂的平行线分别为l₁'与l₂'，设l₁与l₂'相交如H(x₁,y₁)，l₂与l₁'相交如I(x₂,y₂)，即H(x₁,y₁)，I(x₂,y₂)与原点的距离便是相应桨叶的配重量；

通过平行线具有相同的斜率以及F(x_F,y_F)，可以得出l₁'与l₂'的直线方程：

l₁'＝a₁x+(y_F-a₁x_F)

Equ.25

l₂'＝a₂x+(y_F-a₂x_F)

联立l₁与l₂'，可以得出H的坐标，矢量求和可以得到I坐标。

$H:\left\{\begin{array}{c}{l}_1=a_{1}x\\ {l_2}^{\′}=a_{2}x+(y_F-a_2{x}_F)\end{array}\right.\⇒\left\{\begin{array}{c}{x}_1=\frac{y_F-a_2{x}_F}{a_1-a_2}\\ y_1=a_1\frac{y_F-a_2{x}_F}{a_1-a_2}\end{array}\right.---\mathrm{Equ}.26$

I:I(x₂,y₂)＝F(x_F,y_F)-H(x₁,y₁)

则两片桨叶的配重量分别为R₁和R₂，具体为

$R_1=\sqrt{{x_1}^2+{y_1}^2}$

Equ.27

$R_2=\sqrt{{x_2}^2+{y_2}^2}$

两片桨叶的配重量R₁和R₂其中可能会存在其中一个接近零或等于零，即只在一片桨叶上进行配重。对于另一种桨叶系统如图6所示的4片桨叶系统，根据相位落在的两配重点之间，根据配重片位置得知这些配重片方向的直线方程，继而可以得知l₁＝a₁x与l₂＝a₂x的a₁与a₂，进行步骤五以上的配重量求解过程。

可以理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，而所有这些改变或替换都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (1)

1.一种用于直升机旋翼平衡的一次配重调整方法，其特征在于包含如下步骤：

步骤一、收集旋翼第一次配重前的振动数据与转速数据、第一次配重后的振动数据与转速数据、第一次配重位置信息C、第一次配重信息；

步骤二、根据第一次配重前的振动数据与转速数据求取配重前的不平衡位置信息B；根据第一次配重后的振动数据与转速数据求取配重后的不平衡位置信息E；

步骤三、根据配重前的不平衡位置信息B、配重后的不平衡位置信息E以及第一次配重位置信息C求取缩放系数k和相位延时再根据缩放系数k、相位延时以及第一次配重位置信息C求取第一次配重后实际不平衡质心D；

步骤四、获取实际不平衡质心D点关于旋翼中心的中心对称的F点的极坐标，通过点F的相位信息获取两个需配重的配重点位置，再分别根据两配重位置点求取配重量。