某型直升机低频振动现象分析

刘建礼，刘忠超 ，刘永志

(1.61297部队，江西 景德镇 333001；中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

某型直升机低频振动现象分析

刘建礼1，刘忠超2，刘永志2

(1.61297部队，江西 景德镇 333001；中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

介绍了某型直升机大速度飞行中的低频振动现象，分析了引起该现象的原因，提出了故障排除方法，并通过试飞验证了方案的有效性。对外场飞行保障工作有一定的指导作用。

大速度飞行；低频振动

1 故障现象

某型直升机试飞过程中，试飞员反映大速度飞行状态存在低频振动现象，严重影响飞行任务的执行。现象描述为：直升机指示空速大于180km/h飞行，座舱出现横向抖动，仪表板读数困难；且驾驶员座椅处出现间歇性的筛动，随着飞行速度的持续增加，筛动出现的间隔时间变短，筛动强度增大。本文针对上述低频振动问题进行振动数据处理和原因分析，在理清故障机理的基础上，给出了解决方案，并通过试飞验证了方案的有效性。

2 故障原因分析

机载测试系统采集了机体的振动加速度信号。选取驾驶员座椅地板、脚蹬地板、尾减速器、仪表板等测试位置进行数据分析。

出现筛动时，座椅地板及脚蹬地板侧向振动频谱图2Ω振幅增加到与主振源6Ω相当的程度，2Ω振幅异常，如图1所示。理论上2Ω力和力矩基本由主桨毂“过滤”掉，传递不到机体，引起的振动响应远远低于6Ω。垂向振动2Ω变化不大。

以截至频率10Hz对振动信号进行低通滤波，滤波后曲线特性如下：存在频率为2Ω左右的周期信号，该信号双峰值随着飞行状态改变而动态变化，其包络线范围一般为0.02g～0.16g，最大值0.16g换算为振动速度约为1.4IPS，振幅较大。

图1 座椅地板侧向频谱图

图2 座椅地板侧向低通滤波信号

滤波曲线双峰值随飞行状态改变而波动，分析存在两个影响因素，一是不同飞行状态，旋翼的激振能量不同；二是存在一个类似“拍振”的机体响应。该型直升机侧向一阶模态频率为6Hz～6.5Hz，接近2Ω。2Ω激励源除了施加强迫振动到机体外，还引起机体侧向一阶频率的振动响应，二者相互作用在机体上产生一个类似“拍振”的振动响应。

采用带通滤波方法，提取各个测试位置2Ω的振动特性，给出同一时刻机头舱地板、脚蹬地板、座椅地板、客舱地板、主减速器和尾减速器测试数据的2Ω振幅，并画出2Ω机体振型图与机体侧向一阶振型对比，具体见图3所示。振型对比结果表明，实测数据2Ω振型与机体侧向一阶振型非常接近。

综合振动数据分析结果可知，筛动时，机体上存在一个2Ω的激振源，引起机体的强迫振动响应。

3 故障树分析

结合测试数据分析情况，梳理直升机可能导致低频振动的因素，开展故障树分析。共梳理了三类八种可能造成筛动故障的底事件，如图4所示。

经过逐条检查排除，认为主桨加装的测试系统和主桨叶贴片两个底事件均可能导致筛动故障出现。故障树分析总结如下。

1) 尾桨动力学设计合理；

2) 主桨叶动力学设计合理；

图3 实测数据2Ω振型图与有限元计算结果对比

图4 低频振动故障树图

3) 主桨动平衡符合维护手册要求；

4) 主桨锥体指标符合维护手册要求；

5) 主桨静平衡符合要求；

6) 装机前后阻尼器载荷性能变化在5%之内；

7) 机体低阶模态设计合理；

8) 不能排除主桨系统上的测试设备造成机体筛动。

4 机理分析

考虑安装在桨毂中心的测试系统整流罩对机身产生的影响，分别计算了安装在桨毂中心的测试系统整流罩的脱落涡频率以及该整流罩对机身流场的影响，计算网格如图5所示。利用CFD软件[1]进行脱落涡频率计算，计算来流180km/h条件下该模型涡的脱离频率，计算结果表明：脱落涡脱落频率为25Hz左右。基于此计算，可以排除因整流罩脱落涡激励桨毂引起机体低频响应的可能性。

图6给出了脱体涡的形成过程与脱离状态，图8则给出了该计算模型在计算过程中，阻力系数随时间的变化情况。

图7给出了直升机在前飞速度为180km/h状态下，桨毂中心整流罩产生的涡尾迹在直升机桨盘附近的流动情况。

图5 测试系统整流罩与直升机流场网格

图6 测试系统整流罩脱体涡的形成和脱离状态

图7 直升机截面流场速度及涡量等值图

正常情况下，桨叶激振力和力矩通过桨毂“过滤”只保留旋翼桨叶片数整数倍的成分，即：NΩ，2NΩ，……,N为桨叶片数，其他分量互相抵消。由于外界气流干扰、旋翼每片桨叶的质量及气动的差异等因素，造成旋翼转速的基频及其谐波频率也会传递到机体，引起机体相应的振动响应[2]。

取两个坐标系，一是机体体轴系XSYSZS，二是旋翼构造轴系XKYKZK，如图9所示，可知第K片桨叶作用到桨毂平面上的力[3]为：

Xk=R1ksinφk-R3kcosφk

Zk=R1kcosφk-R3ksinφk

由上述公式可知，机体侧向2Ω振动主要由桨叶旋转平面内的1Ω和3Ω分量合成。

图8 桨毂测试系统整流罩阻力系数

图9 桨叶力及坐标系示意图

机体低频振动时，主桨系统作为激励源，由于载荷测试和旋翼防除冰系统温度探测的需要，主桨系统加装测试设备 (贴片、信号线、集流环、测试设备等)，其摆振方向上1Ω、3Ω分量不能完全平衡，经主桨阻尼器缓冲后，仍有较大的载荷传递到机体，引起机体座舱处2Ω的振动响应。而机体侧向一阶模态频率接近2Ω，机头接近模态振型的波峰，因此放大了座舱内2Ω振动响应，使得飞行员感受到低频振动。

5 解决措施及飞行验证

5.1 解决措施

根据上述计算及理论分析，制定如下解决措施：

1) 进行巡航状态主桨锥体和动平衡测试，根据测试结果，调整动平衡和锥体至符合手册要求；

2) 检查液压阻尼器性能，调整6套阻尼器刚度值至基本相当；

3) 拆除主桨毂上的测试设备，试飞验证测试设备对筛动的影响。

5.2 验证及分析

锥体和动平衡调整到位后，检飞表明筛动未有改善；

替换两个刚度值偏弱的液压阻尼器，飞行员反映筛动由短周期大幅值感受转变为频率增加小幅值感受。调整阻尼器刚度对改善筛动有一定的作用，具体数据分析可见表4以及图10。

拆除主桨毂测试设备后，4000m高度，一直达到最大飞行速度，飞行员反映筛动消失。振动数据分析也反映了上述情况(表5)。图11为拆除主桨毂测试设备前后三个速度点的低频振动曲线对比图。

表4 更换阻尼器前后筛动幅值对比

表5 拆除测试系统前后筛动幅值对比

6 结论

从振动数据分析、旋翼系统特性和阻尼器性能等方面梳理清楚机体低频振动故障出现的原因和机理，即由于加装测试设备引起主桨系统2Ω激振增加，经阻尼器缓冲后传递到机体，引起机体模态频率的振动响应。采用减弱激振源能量和改善阻尼相结合的方法，替换两个刚度值偏差的阻尼器，拆除主桨毂上加装的测试设备，很好地解决了低频振动问题。

按照激振源、阻尼系统、机体响应分析三个对象梳理机体筛动问题，逐步排除怀疑对象，将激振源定位到主桨系统，改善液压阻尼器特性，从机体响应提

图10 更换阻尼器前后筛动数据对比图11 拆除桨毂测试系统前后筛动数据对比

取低频振动特征，梳理清楚故障机理，依据故障机理采取有效的措施，顺利解决了筛动问题。此过程中形成的振动问题解决思路，可以为其他型号的类似问题提供经验。

[1]Fluent6.3.26User.Guide[Z].FluentInc.

[2] 航空航天工业部，编.直升机动力学手册[M]. 北京：航空工业出版社，1991.

[3] 张晓谷.直升机动力学设计[M].北京：航空工业出版社，1990.

Low-Frequency Vibration Phenomenon Analysis of XX Helicopter

LIU Jianli1，LIU Zhongchao2，LIU Yongzhi2

(1.Military of 61297, Jingdezhen 333001,China;2.China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

The low-frequency vibration phenomenon during the high-speed flight was introduced at the beginning of this paper. The trouble reason was analyzed and the eliminate method was also raised after that. The trouble was testified to be validation through flight test. This method gave directive function for the flight test safety insurance.

high-speed flight；low-frequency vibration

2016-06-02

刘建礼 (1983-)，男，山东微山人，本科，主要研究方向：飞行试飞。

1673-1220(2016)03-047-05

V214.3+3

A