CN108839818A - 一种无轴承旋翼空中共振试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无轴承旋翼空中共振试验方法，属于无轴承旋翼试验技术领域。包括以下步骤：步骤一、首先构建无轴承旋翼、试验台的仿真模型，并将两者模型组装后进行空中共振计算分析；步骤二、对试验系统中的设备检定、试验件检查及试验台各系统的调试；测点布置及传感器的安装；桨毂中心安装加速度传感器，用于测量旋转面内两个方向的加速度；旋翼轴上安装加速度传感器，用于测量旋翼轴的加速度，并提供过载监控；步骤三、信号源释放激励信号，所述激励信号经激励系统传递到自动倾斜器，自动倾斜器带动桨叶进行周期变距运动；步骤四、激励过程中采集的旋翼桨毂、柔性梁和试验台各测点响应时间历程，处理分析无轴承旋翼和试验台的耦合模态频率和模态阻尼，判断是否具有空中共振稳定裕度。

Description

一种无轴承旋翼空中共振试验方法

技术领域

本发明属于无轴承旋翼试验技术领域，具体涉及一种无轴承旋翼空中共振试验方法。

背景技术

无轴承旋翼是目前最先进的直升机旋翼结构型式，它使用复合材料柔性梁取代传统铰接式旋翼桨毂的水平铰、垂直铰和轴向铰。由于柔性梁相对铰接式旋翼桨毂刚度较大、变形复杂，桨叶挥舞、摆振和变距运动耦合较强，以致无轴承旋翼构型的直升机气动机械耦合动力稳定性问题比铰接式或球柔性旋翼更复杂、更突出。无轴承旋翼直升机空中共振是关系到无轴承旋翼直升机新型号研制成败的关键技术之一，而一套成熟的无轴承旋翼装试验台空中共振试验理论分析方法和有效的试验技术是无轴承旋翼直升机动力学设计的技术基础和手段。

无轴承旋翼装试验台空中共振试验，是在进行了试验台空中共振计算分析之后，表明试验台在全部工作转速范围内，不存在空中共振问题，并有一定的稳定裕度的前提下进行的。无轴承旋翼装试验台空中共振试验的目的是检查试验台安装无轴承旋翼后在全部工作转速范围内有无空中共振不稳定性现象。

通过无轴承旋翼装动力学试验台空中共振稳定性试验，为无轴承旋翼直升机空中共振理论计算分析与完善提供实测数据，对我国先进直升机空中共振设计、分析和试验有一定工程参考价值，为无轴承旋翼直升机动力学设计和试验验证提供可靠技术方法。

发明内容

本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种无轴承旋翼空中共振试验方法，通过无轴承旋翼装动力学试验台空中共振稳定性试验，为无轴承旋翼直升机空中共振理论计算分析与完善提供实测数据，对我国先进直升机空中共振设计、分析和试验提供参考，为无轴承旋翼直升机动力学设计和试验验证提供可靠技术方法。

本发明的技术方案：一种无轴承旋翼空中共振试验方法，包括以下步骤：

步骤一、首先构建无轴承旋翼、试验台的仿真模型，并将两者模型组装后进行空中共振计算分析；

若仿真试验中的空中共振计算分析结果具有稳定裕度，则进行无轴承旋翼空中共振试验；

步骤二、构建无轴承旋翼空中共振试验系统；

a)对试验系统中的设备检定、试验件检查及试验台各系统的调试；

b)测点布置及传感器的安装；

桨毂中心安装加速度传感器，用于测量旋转面内两个方向的加速度；

旋翼轴上安装加速度传感器，用于测量旋翼轴的加速度，并提供过载监控；

柔性梁的多个剖面分别粘贴挥舞、摆振应变片并组成全桥；

c)将试验台俯仰方向、滚转方向锁死，升降方向保持自由状态；

步骤三、对试验台的自动倾斜器进行周期变距激励；

信号源释放激励信号，所述激励信号经激励系统传递到自动倾斜器，自动倾斜器带动桨叶进行周期变距运动；

步骤四、数据采集及分析；

激励过程中采集的旋翼桨毂、柔性梁和试验台各测点响应时间历程，处理分析无轴承旋翼和试验台的耦合模态频率和模态阻尼，判断是否具有空中共振稳定裕度。

优选地，根据所述旋翼轴上安装的加速度传感器测得的振动量进行过载监控：

若振动值小于0.2g，为正常状态；

若振动值在0.2g～0.8g，为监控告警状态；

若振动值大于0.8g,为禁止状态。

优选地，所述步骤三中，进行激励前，对无轴承旋翼试验系统开车检查。

优选地，所述步骤三中，操控计算机对自动倾斜器施加周期变距激励10-20秒，纵向和横向最大变距为0.5mm。

优选地，所述周期变距激励频率接近桨叶摆振后退型频率。

优选地，所述激励系统包括：激振放大器、激振作动筒及位移传感器，所述激振放大器设置在激振作动筒的前端；

所述位移传感器一端与激振放大器的前端连接，另一端与所述激振作动筒的后端连接，三者构成闭环控制系统。

优选地，所述步骤四中，实时观察旋翼桨毂、桨叶和试验台各测点的响应时间历程，判断有无空中共振；

若有空中共振现象，则停止试验；否则进行下一状态的试验。

本发明技术方案的有益效果：本发明试验台安保系统俯仰方向、滚转方向锁死，升降方向松开状态下，不同总距下，通过周期变距激励扰动，检查试验台各状态下复杂的耦合情况，要求处于稳定不应发生共振现象。根据该空中共振稳定性试验可验证无轴承旋翼直升机空中共振建模分析方法的正确性，为相关分析与模型修正提供试验数据，为掌握无轴承旋翼直升机的动力学设计和试验验证提供可靠技术方法。

附图说明

图1为本发明无轴承旋翼空中共振试验方法的一优选实施例的测点布置示意图；

图2为图1所示实施例的桨毂、浆叶安装示意图；

图3为本发明无轴承旋翼空中共振试验方法的一优选实施例的原理流程示意图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

无轴承旋翼装试验台空中共振试验，是在不同的总距状态下，通过周期变距激励扰动，检查试验台各状态下复杂的耦合情况，要求处于稳定不应发生共振现象。目的为通过无轴承旋翼装动力学试验台空中共振稳定性试验，验证无轴承旋翼直升机空中共振建模分析方法的正确性，为相关分析与模型修正提供试验数据。

试验件：

试验件为无轴承旋翼和动力学试验台。试验件应满足下列要求：

a)试验台应处于可运转试验状态，安全监控和测量系统工作正常；

b)无轴承旋翼安装应符合规定的技术状态。

试验条件：

无轴承旋翼装动力学试验台空中共振试验，应在下列条件下进行：

a)在完成了无轴承旋翼装试验台空中共振计算分析之后，表明在试验转速范围内不存在空中共振问题，并有一定的稳定裕度的基础上进行；

b)旋翼转速从n＝0r/min开始，逐步增加到表2所规定的转速点；

c)试验台振动监测和控制系统工作正常。

试验状态

1)试验台状态

动力学试验台不带机身及尾桨，试验台不装天平。

空中共振试验时试验台垂向方向自由不约束。

2)无轴承旋翼状态

无轴承旋翼装配的阻尼器线刚度K＇以实际值为准。

3)总距状态

空中共振试验总距状态为0°、2°。

4)试验状态表

表1列出旋翼转速与总距及试验台组合的全部试验状态。

表1试验状态

试验前准备

试验前，需要进行试验测试设备检定、试验件标定检查、以及试验台各系统的调试。试验台各系统调试后，进行试验件安装，试验台桨毂中心动特性测量，操纵系统标定，试验台静态/手动旋转检查，低速运转检查、带桨毂联合运转调试、锥体动平衡调整等程序。在确定试验台各系统功能正常以后，方能进行无轴承旋翼装试验台空中共振试验。

试验方法及过程

1)试验方法

试验台安保系统俯仰方向、滚转方向锁死，升降方向松开状态下，旋翼系统运转后，在升力作用下升降方向上产生一定位移，即升降方向自由状态下，利用液压激振作动筒激励自动倾斜器不动环进行周期变距激励，激励幅值保持常数，采集柔性梁及桨叶不同剖面的挥舞、摆振及扭转信号激振前后时域数据，采集对应状态试验台台体振动数据。

2)测点布置

如图2所示，在桨毂中心(测点1)安装2个加速度传感器，测量旋转面内两个方向的加速度；在(测点2)旋翼轴上安装3个加速度传感器，测量该处的加速度，并提供过载监控。在柔性梁的Z110、Z138、Z173、Z220(Z:距离桨毂中心的距离mm)四个剖面处正反两面分别粘贴挥舞、摆振应变片并组成全桥。如图3所示，测量柔性梁摆振(同时能测挥舞更好)向弯曲应力(载荷)。试验前应对应变片进行静态标定。

3)试验程序

通过控制计算机设置激励程序，连续完成以下操作，进行空中共振试验，同时记录“4.6.1”条所列的数据。

a)不加激励，进行无轴承旋翼试验空中共振开车检查；

b)操控自动倾斜器施加周期变距激励10～20秒(视情况而定)，纵向和横向最大变距为0.5mm，试验转速和对应的扰动频率见下表2。扰动频率为接近桨叶摆振后退型频率。

表2试验转速与扰动频率

转速比	扰动频率(Hz)
		0.85	3.0、3.2、3.4
0.86	3.2、3.4、3.6
		1.0	4.9、5.1、5.3

c)激励停止后，将纵向和横向变距回归中立位置,即周期变距为0状态；

d)根据现场试验结果，(根据时域相应幅值变化规律，判断有无空中共振稳定裕度，如果不存在空中共振，则进行下一状态的试验。

试验要求

1)测量要求

在每一试验状态下，记录并显示下列数据：

a)旋翼转速(按仪表读数或数字显示)；

b)总距；

c)图2和图3所示旋翼桨毂、桨叶和试验台各测点的响应时间历程；

d)对每一试验状态进行现场录像。

2)数据处理要求

根据试验测得的4.6.1条所列记录的旋翼桨毂、桨叶和试验台各测点动响应时间历程，处理分析无轴承旋翼和动力学试验台的耦合模态频率和模态阻尼，确定空中共振稳定裕度。

安全措施

1)无轴承旋翼装动力学试验台空中共振试验，必须在切实可行的安全保障条件下进行，要确保试验人员和试验台的绝对安全。试验台安全监控和测量系统工作正常。

2)试验人员应作好充分的思想准备，制定简单明确的处置办法，分工负责，注意观察，恰当地应对可能出现的空中共振，进行正确的处置。

3)一旦判明发生空中共振，应迅速降低旋翼转速，将总距放到底，关闭驱动电机。

4)以试验台天平上部测点2，对振动量值作为判断是否发生空中共振指标值，分三个指标值区:

绿色区，振动值小于0.2g，为正常工作区；

黄色区，振动值在0.2g～0.8g，为监控警惕工作区，须密切关注其变化；

红色区，振动值大于0.8g,为禁止运转区，在施加激振时或激振后，振动值都不能超过0.8g，一旦超过就视为出现空中共振发散趋势，应迅速降低旋翼转速，放总距，直至关闭驱动电机；

5)为保证安全检查措施的有效性和可操作性，监测显示系统的数据刷新时间应小于1秒。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (7)

1.一种无轴承旋翼空中共振试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、首先构建无轴承旋翼、试验台的仿真模型，并将两者模型组装后进行空中共振计算分析；

若仿真试验中的空中共振计算分析结果具有稳定裕度，则进行无轴承旋翼空中共振试验；

步骤二、构建无轴承旋翼空中共振试验系统；

a)对试验系统中的设备检定、试验件检查及试验台各系统的调试；

b)测点布置及传感器的安装；

桨毂中心安装加速度传感器，用于测量旋转面内两个方向的加速度；

旋翼轴上安装加速度传感器，用于测量旋翼轴的加速度，并提供过载监控；

柔性梁的多个剖面分别粘贴挥舞、摆振应变片并组成全桥；

c)将试验台俯仰方向、滚转方向锁死，升降方向保持自由状态；

步骤三、对试验台的自动倾斜器进行周期变距激励；

信号源释放激励信号，所述激励信号经激励系统传递到自动倾斜器，自动倾斜器带动桨叶进行周期变距运动；

步骤四、数据采集及分析；

激励过程中采集的旋翼桨毂、柔性梁和试验台各测点响应时间历程，处理分析无轴承旋翼和试验台的耦合模态频率和模态阻尼，判断是否具有空中共振稳定裕度。

2.根据权利要求1所述的无轴承旋翼空中共振试验方法，其特征在于：根据所述旋翼轴上安装的加速度传感器测得的振动量进行过载监控：

若振动值小于0.2g，为正常状态；

若振动值在0.2g～0.8g，为监控告警状态；

若振动值大于0.8g,为禁止状态。

3.根据权利要求1所述的无轴承旋翼空中共振试验方法，其特征在于：所述步骤三中，进行激励前，对无轴承旋翼试验系统开车检查。

4.根据权利要求1所述的无轴承旋翼空中共振试验方法，其特征在于：所述步骤三中，操控计算机对自动倾斜器施加周期变距激励10-20秒，纵向和横向最大变距为0.5mm。

5.根据权利要求4所述的无轴承旋翼空中共振试验方法，其特征在于：所述周期变距激励频率接近桨叶摆振后退型频率。

6.根据权利要求1所述的无轴承旋翼空中共振试验方法，其特征在于：所述激励系统包括：激振放大器、激振作动筒及位移传感器，所述激振放大器设置在激振作动筒的前端；

所述位移传感器一端与激振放大器的前端连接，另一端与所述激振作动筒的后端连接，三者构成闭环控制系统。

7.根据权利要求1所述的无轴承旋翼空中共振试验方法，其特征在于：所述步骤四中，实时观察旋翼桨毂、桨叶和试验台各测点的响应时间历程，判断有无空中共振；

若有空中共振现象，则停止试验；否则进行下一状态的试验。