CN110686856A - 直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其包括：加速度传感器组，安装在直升机2米直径旋翼风洞试验台桨毂处，用于测量试验台的振动响应；红外光电传感器，用于测量旋翼转速；处理单元，所述加速度传感器组采集的振动信号、红外光电传感器采集的转速信号送入处理单元进行处理，处理单元对所测振动信号的时域和频域进行处理、分析与记录。本发明具有结构简单、操作简便、测试效果好等优点。
Description
技术领域
本发明主要涉及到技术领域，特指一种直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统。
背景技术
在直升机风洞试验中，由于空气动力、惯性力及离心力的作用，旋翼及其试验系统是一个典型的处于周期振动状态的弹性系统。对于常规单独旋翼的直升机风洞试验而言，振动问题往往是制约其安全可靠进行的关键。如果不能及时、准确地获悉试验台的实时振动情况，在试验过程中一旦发生共振，轻则影响试验数据和试验进度，重则将导致试验模型和试验设备损坏，甚至造成人员安全事故。
在传统直升机风洞试验中，试验人员主要依据自身经验通过人工观测的方式判断试验台的振动情况，往往易受人的主观因素影响，无法准确评估当前试验状态。此外，由于在直升机风洞试验中旋翼模型在风洞中高速旋转，一旦出现振动发散、轴承卡死以及拉杆断裂等威胁试验安全的状况，留给试验人员进行安全操作的反映时间不足2秒，因此，依靠经验的传统人工观测试验台振动情况的方法存在较大的安全隐患。
国内，北京航空航天大学郭占社等人采用加速度计接触式测量旋翼桨叶振动的方法。但由于直接在桨叶上安装测振装置会破坏桨叶气动布局，会严重影响桨叶气动性能，最终导致风洞试验无法测量到准确的气动载荷。国外，T.Wollmann等人通过激光扫描测振仪对桨叶振动特性进行了测试。但是，该方法没有考虑到直升机风洞试验的特殊环境，不仅在风洞试验现场安装、架设其他测控设备要求十分严格，甚至还可能影响风洞流场。因此，上述两种方法均只在实验室环境下针对旋翼振动测量进行了相应研究，而且不具备专门的预警和安全保护功能，不能满足直升机风洞试验的独特需求。因此，可以这么说，目前市面上还没有一款专门用于直升机风洞试验的集振动监视、预警及安全保护于一体的风洞试验系统。
发明内容
本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种结构简单、操作更加简便、测试效果好的直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统。
为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
一种直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其包括：
加速度传感器组，安装在直升机2米直径旋翼风洞试验台桨毂处，用于测量试验台的振动响应；
红外光电传感器，用于测量旋翼转速；
处理单元，所述加速度传感器组采集的振动信号、红外光电传感器采集的转速信号送入处理单元进行处理，处理单元对所测振动信号的时域、频域进行处理、分析与记录。
作为本发明的进一步改进：所述加速度传感器组包括三个加速度传感器。
作为本发明的进一步改进：所述转速信号与振动信号首先经过调理电路进行信号调理，再经过数据采集系统进行时间同步采集，通过千兆网将采集到的数据传输到处理单元中。
作为本发明的进一步改进：所述数据采集系统为动态信号分析系统，所述数据采集系统内部集成了一张四通道动态采集卡及一张集成了转速调理模块的两通道转速采集卡，并配备了测量旋翼转速的红外光电传感器。
作为本发明的进一步改进：所述加速度传感器组采用单轴加速度传感器，所述传感器内置信号放大和调理电路，用来直接输出一个高电平、低阻抗的线性电压信号。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
1、本发明针对直升机2米直径旋翼风洞试验台在风洞试验中的具体需求，搭建了一套集振动监视、预警及安全保护于一体的风洞试验系统，主要用于精确测量直升机2米直径旋翼风洞试验台在风洞试验过程中台体的实时振动情况，并采用分段控制的安全保护策略在振动超过预警限时通过上位机软件给予试验人员直观、醒目的预警提示，在振动超过停车限时通过网络控制的方式实现旋翼动力系统和风洞动力系统的紧急停车，从而有效保障旋翼模型及试验台的安全，极大增强了直升机风洞试验的智能化水平。
2、本发明立足直升机2米直径旋翼风洞试验台，以保障直升机风洞试验的安全、提升直升机风洞试验智能化水平为出发点，专门搭建了一套集振动监视、预警及安全保护于一体的风洞试验系统。该系统兼具振动测量与安全保护的功能，不仅能够实时、准确地测量试验台的振动情况，还能够通过系统软件配置振动的预警值和停车值，采用分段控制的思想，一旦振动幅值超限，能够通过网络向直升机风洞试验管理系统进行及时的预警，并向旋翼动力控制系统和风洞动力控制系统发出紧急停车命令控制旋翼电机和风洞电机紧急停车，以保障试验安全。
附图说明
图1是本发明系统的拓扑结构原理示意图。
图2是本发明在具体应用实例中结构原理示意图。
图3是本发明在具体应用实例中通过紧急停车按钮直接控制旋翼电机和风洞电机停车的示意图。
图4是本发明在具体应用实例中的结构原理示意图。
具体实施方式
以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。
如图1、图2和图4所示，本发明的直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，包括：
加速度传感器组，安装在直升机2米直径旋翼风洞试验台桨毂处，用于测量试验台的振动响应；
红外光电传感器，用于测量旋翼转速；
处理单元，所述加速度传感器组采集的振动信号、红外光电传感器采集的转速信号送入处理单元进行处理，处理单元对所测振动信号的时域、频域进行处理、分析与记录。
在工作时，数据采集系统（加速度传感器组和红外光电传感器）首先获取到一段时间的振动时域数据，上位机对这一段时间的块数据进行快速傅里叶变换（FFT），得到实时的频谱特性，操作人员可以通过上位机软件界面直观地看到时域和频域的数据。在处理单元的数据处理方面，对采集到的时域数据进行滑动平均滤波，能够有效剔除误差较大的点，得到较为真实和准确的振动数据。最后，通过处理频谱特性和测量到的转速信号还可以得到给定转速对应的阶次谱，对试验台的故障诊断和健康预测很有帮助。
在具体应用实例中，加速度传感器组包括三个加速度传感器，如沿着横向和纵向来安装。
在具体应用实例中，转速信号与振动信号首先经过调理电路进行信号调理，然后再经过数据采集系统进行时间同步采集，最后通过千兆网将采集到的数据传输到处理单元（如计算机）中。
由上可知，整套系统就是本发明的创新所在，因为目前通过振动来分析旋转机械的故障比较多，但是将振动分析用于直升机风洞试验这一具体对象而言是没有的，也是本发明的创新所在。此外，本系统已经在直升机风洞试验中得到了良好运行，极大提升了直升机风洞试验的自动化、智能化水平。例如对于桨毂支臂而言，里面有轴承，而轴承无故障运行时，能量基本上集中在低频段，有故障时，故障引起的冲击力或摩擦力激发起轴承的高频振动，能量向中频段及高频段转移，轴承的健康状况能够在频谱中得到反映。而本发明就是通过对频谱的分析，能够在现场运行中检测出轴承、旋翼和桨毂等部件的运行故障，避免重大事故的发生。
在具体应用实例中，本发明采用的是PCB公司的单轴加速度传感器TLD333B50，是一款应用较为广泛的两线制IEPE（Integral Electronic Piezoelectric）压电式加速度传感器，其灵敏度为1000mV/g，量程为±5g，最大采样频率为3000Hz，能够满足系统的设计需要。此外，该型传感器内置信号放大和调理电路，能够直接输出一个高电平、低阻抗的线性电压信号，抗干扰能力很强，即使通过电缆进行长距离传输，也不会引起噪声的增加。
数据采集系统采用江苏东华测试技术股份有限公司生产的DH5922N动态信号分析系统，该系统内部集成了一张四通道动态采集卡及一张集成了转速调理模块的两通道转速采集卡，并配备了测量旋翼转速的红外光电传感器。动态采集卡的量程为-10V — +10V，A/D转换器分辨率为24bit（每通道独立），此外，该卡最大支持256KHz/通道的连续采样速率，共模抑制（Common Mode Rejection，CMR）大于等于100dB。转速采集卡测量范围为50～300000rpm，测量精度小于0.05%±1转。无论是振动测量还是转速测量，均能满足本系统采集要求。
由于风洞试验环境十分复杂，存在较强的电磁干扰和噪声干扰。考虑到系统稳定性和兼容性要求，作为处理单元的计算机采用研华科技有限公司生产的IPC-610-L工业控制计算机。该型号工业控制计算机除了具备常规的抗冲击、防尘以及防电磁干扰等方面的特点外，同时还提供丰富的IO拓展资源，能够满足系统在恶劣环境下的使用需求。
在本发明系统的软件部分，系统软件运行环境为Windows 7，开发环境为LabWindows/CVI 2012，以标准ANSI C语言进行开发。系统软件主要由系统配置及初始化、数据采集、数据处理与显示以及网络控制等4个功能模块组成，软件架构分为主程序和中断服务程序两部分。其中，主程序主要完成系统初始化、板卡配置以及数据的处理、分析与显示，中断服务程序主要实现数据的定时采集，其软件流程图如图3所示。
系统软件采用自顶向下的模块化、结构化的设计方法，将复杂的系统软件设计分解为各子功能模块的设计，在简化程序设计复杂性的同时还大大提高了程序设计的效率，降低了软件开发成本。
①系统配置及初始化模块
系统板卡配置及初始化模块通过配置IP地址和端口完成测控机箱与本地计算机的连接，并为数据采集板卡配置时钟源。
②数据采集模块
数据采集模块主要负责振动信号和转速信号的同步采集，得到时域下的振动数据。通过创建系统的数据采集程序，将不同通道的信号数据依次采集并有序存储在数组中，为数据处理、分析与显示工作做准备。
③数据处理与显示模块
数据处理模块主要将采集到的原始振动数据进行滑动平均滤波处理，得到平滑的信号，然后再对滤波后的振动信号进行傅里叶变换，得到振动信息的频谱特性，并计算出该转速下对应的特征频率，从而得到对应的阶次谱。此外，采用LabWindows/CVI集成开发环境中的Table和Graph控件可轻松实现数据的图形化输出。如果振动幅值超过所设定的预警值（一般设置为0.25g），还能提供给参试人员直观的预警提示。
④网络控制模块
网络控制模块主要用于控制旋翼动力系统和风洞动力系统。通过在上位机软件上配置这两个系统的IP地址和设置停车值即可。一旦直升机风洞试验振动监控系统监测到试验台体的一阶振幅超过预设的停车值（一般设置为0.4g），将触发网络控制功能，启动紧急停车的安全保护机制。
本发明进一步具有预警的功能，即：系统监测到试验台振动强度大于预先在上位机软件上设定的预警值（0.25g，g为重力加速度）时，在上位机软件上给与试验操作人员一个明显、直观的预警提示，具体体现在软件界面上会弹出对话框提示“某向（纵向/横向/垂向）振动XXX（具体测量值），已超预警线”，并且计算机音响会报警提示“某向（纵向/横向/垂向）振动超预警线”。
本发明进一步具有安全保护功能，即：在软件方面，一旦系统监测到试验台振动强度大于预先在上位机软件上设定的停车值（0.4g，g为重力加速度）时，上位机软件会立即触发网络控制功能，即除了在本机上位机软件上弹出对话框提示“某向（纵向/横向/垂向）振动XXX（具体测量值），已超停车线”以及计算机音响会报警提示“某向（纵向/横向/垂向）振动超停车线”外，还会直接控制旋翼动力电机和风洞动力电机紧急停车，最大限度保障了试验台和旋翼模型的安全。具体实现方法为：本系统上位机软件一打开就通过网络与控制旋翼动力系统和风洞动力系统的上位机软件进行连接，一旦振动强度超过停车线后，通过socket发送控制指令，触发旋翼动力系统和风洞动力系统的上位机软件向其各自的下位机PLC下达紧急停车指令，从而控制旋翼电机和风洞电机紧急停车，保障试验安全。在硬件上，旋翼动力系统控制岗位和风洞动力系统控制岗位均设有紧急停车按钮，一旦上位机软件失效或计算机故障，操作人员还可以通过紧急停车按钮直接控制旋翼电机和风洞电机停车，具体功能实现如图3所示。
在一个具体实例中，参见图4，直升机2米直径旋翼风洞实验台1上具有旋翼2、边距拉杆3和自动倾斜器4，本发明的加速度传感器组5即用来对其进行数据采集，然后发送给数据采集系统。本发明在进行2米直径旋翼风洞试验时，由于桨毂支臂疲劳损伤（最后折断），导致系统测量到的桨毂处的振动信号突然增大，横向振动在1秒时间内从0.15g直接上升到1.5g，直接触发了本系统的网络控制功能实现了旋翼动力系统和风洞动力系统的软件急停，保护了直升机风洞试验台和旋翼模型的安全，同时也保障了后续的试验进度。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。
Claims (5)
1.一种直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其特征在于，包括：
加速度传感器组，安装在直升机2米直径旋翼风洞试验台桨毂处，用于测量试验台的振动响应；
红外光电传感器，用于测量旋翼转速；
处理单元，所述加速度传感器组采集的振动信号、红外光电传感器采集的转速信号送入处理单元进行处理，处理单元对所测振动信号的时域和频域进行处理、分析与记录。
2.根据权利要求1所述的直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其特征在于，所述加速度传感器组包括三个加速度传感器。
3.根据权利要求1所述的直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其特征在于，所述转速信号与振动信号首先经过调理电路进行信号调理，再经过数据采集系统进行时间同步采集，通过千兆网将采集到的数据传输到处理单元中。
4.根据权利要求3所述的直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其特征在于，所述数据采集系统为动态信号分析系统，所述数据采集系统内部集成了一张四通道动态采集卡及一张集成了转速调理模块的两通道转速采集卡，并配备了测量旋翼转速的红外光电传感器。
5.根据权利要求1或2或3或4所述的直升机2米直径旋翼风洞试验台振动监视、预警及安全保护系统，其特征在于，所述加速度传感器组采用单轴加速度传感器，所述传感器内置信号放大和调理电路，用来直接输出一个高电平、低阻抗的线性电压信号。
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|---|---|
| CN (1) | CN110686856A (zh) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111537185A (zh) * | 2020-04-03 | 2020-08-14 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统 |
| CN111855132A (zh) * | 2020-08-28 | 2020-10-30 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种颤振试验安全防护系统及方法 |
| CN111982454A (zh) * | 2020-08-28 | 2020-11-24 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种用于颤振风洞试验的阻拦网防护系统及其防护方法 |
| CN112179595A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法 |
| CN113280992A (zh) * | 2021-07-19 | 2021-08-20 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验系统 |
| CN113766389A (zh) * | 2021-11-10 | 2021-12-07 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种发声装置和系统 |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2060486C1 (ru) * | 1992-07-01 | 1996-05-20 | Комсомольский-на-Амуре политехнический институт | Модельная лопастная машина |
| CN101930054A (zh) * | 2010-05-11 | 2010-12-29 | 常州工学院 | 便携式电机参数检测装置 |
| KR20110116459A (ko) * | 2010-04-19 | 2011-10-26 | 한국항공우주산업 주식회사 | 밸런스 웨이트를 갖는 항공기 로터용 회전 시험체 모듈 |
| CN108839817A (zh) * | 2018-06-26 | 2018-11-20 | 中国直升机设计研究所 | 一种无轴承旋翼地面共振试验方法 |
| CN109186922A (zh) * | 2018-11-16 | 2019-01-11 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种直升机共轴双旋翼桨毂模型的风洞试验方法 |
| CN110053770A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-07-26 | 华南理工大学 | 一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置与方法 |
| CN110239743A (zh) * | 2019-07-17 | 2019-09-17 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 直升机风洞试验中动力系统的安全控制方法 |
| CN110254749A (zh) * | 2019-07-17 | 2019-09-20 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 基于网络的直升机风洞试验控制架构及控制方法 |
-
2019
- 2019-09-30 CN CN201910939546.6A patent/CN110686856A/zh active Pending
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2060486C1 (ru) * | 1992-07-01 | 1996-05-20 | Комсомольский-на-Амуре политехнический институт | Модельная лопастная машина |
| KR20110116459A (ko) * | 2010-04-19 | 2011-10-26 | 한국항공우주산업 주식회사 | 밸런스 웨이트를 갖는 항공기 로터용 회전 시험체 모듈 |
| CN101930054A (zh) * | 2010-05-11 | 2010-12-29 | 常州工学院 | 便携式电机参数检测装置 |
| CN108839817A (zh) * | 2018-06-26 | 2018-11-20 | 中国直升机设计研究所 | 一种无轴承旋翼地面共振试验方法 |
| CN109186922A (zh) * | 2018-11-16 | 2019-01-11 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种直升机共轴双旋翼桨毂模型的风洞试验方法 |
| CN110053770A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-07-26 | 华南理工大学 | 一种基于多传感器的四旋翼机翼振动检测控制装置与方法 |
| CN110239743A (zh) * | 2019-07-17 | 2019-09-17 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 直升机风洞试验中动力系统的安全控制方法 |
| CN110254749A (zh) * | 2019-07-17 | 2019-09-20 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 基于网络的直升机风洞试验控制架构及控制方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 冯剑波 等: "《电控旋翼低频面内谐波噪声主动控制试验》", 《航空动力学报》 * |
| 苏勋文 等: "《旋翼试验台传动系统振动分析与实验》", 《振动与冲击》 * |
| 黄明其 等: "《2米旋翼模型试验台悬停和前飞试验》", 《直升机技术》 * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111537185A (zh) * | 2020-04-03 | 2020-08-14 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种尾撑形式直升机旋翼模型风洞试验系统 |
| CN111855132A (zh) * | 2020-08-28 | 2020-10-30 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种颤振试验安全防护系统及方法 |
| CN111982454A (zh) * | 2020-08-28 | 2020-11-24 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种用于颤振风洞试验的阻拦网防护系统及其防护方法 |
| CN111982454B (zh) * | 2020-08-28 | 2022-12-23 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种用于颤振风洞试验的阻拦网防护系统及其防护方法 |
| CN112179595A (zh) * | 2020-09-25 | 2021-01-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法 |
| CN112179595B (zh) * | 2020-09-25 | 2022-06-21 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法 |
| CN113280992A (zh) * | 2021-07-19 | 2021-08-20 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种升力体模型风洞虚拟飞行试验系统 |
| CN113766389A (zh) * | 2021-11-10 | 2021-12-07 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种发声装置和系统 |
| CN113766389B (zh) * | 2021-11-10 | 2022-03-22 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种用于风洞试验的发声装置和系统 |
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