限力控制在直升机桨毂中心动特性试验中的应用

伍特辉，刘军乐

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

限力控制在直升机桨毂中心动特性试验中的应用

伍特辉，刘军乐

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

桨毂中心动特性试验是直升机在动力学试验中设计、故障诊断的分析试验之一，为“地面共振”分析提供桨毂中心的动力特性参数，为其设计改进提供依据。以某直升机桨毂中心为试验研究对象，针对试验中的限力控制对试验的影响及其优缺点进行了探讨，并与不限力扫频试验作对比分析，为以后的研究工作提供技术支撑。

桨毂中心;限力控制;试验研究;地面共振

0 引言

“地面共振”是直升机在地面运转时旋翼与机体耦合的自激动不稳定运动现象，是直升机动力学的基本问题之一。这种耦合系统的动不稳定性一旦发生，几秒钟内就可使桨叶摆振和机体振动的幅度达到毁坏直升机的程度。为了给直升机“地面共振”分析提供依据，需要提供桨毂中心的动力特性参数，这就要求对其整体及主要分系统和组件进行充分的力学环境试验。

传统的直升机桨毂中心动力学振动试验使用不限力正弦扫频，很容易出现过载，且信噪比低，试验精度不高，这种过载极易造成直升机及其部件损伤。为了克服这种情况，在试验中限制直升机桨毂中心和试验夹具之间的振动力幅值，即采用限力控制技术。

与传统的不限力正弦扫频试验不同，在限力控制技术中，首先要制定合适的力幅值条件，其次要掌握力测量和控制技术，因此对限力试验条件、力测量设备、力信号采集和处理技术等都提出了很高的要求。限力控制方法从20世纪90年代开始逐渐在NASA和欧空局得到应用。1990年，NASA喷气推进实验室(JPL)在某飞行器组件振动试验失败的情况下，首次在试验中尝试采用力信号控制方法。现在，NASA喷气推进实验室、戈达德航天中心及其承包商在许多振动试验中都采用了力值控制技术［1，2］。在我国，限力控制方法的研究还处于起步阶段，北京某工程研究所开展了限力控制技术的研究工作，使用某承力筒进行了限力控制试验研究，并取得了一定的成果［3－5］。本文针对某直升机桨毂中心进行限力控制技术的试验尝试，分析这种技术在提高试验精度、提高信噪比及抑制力过载等方面的优点及缺点，寻找下阶段研究的方向和需要解决的技术难点。

1 理论基础

1．1 限力控制原理

在振动实验室中的限力控制试验通常使用拉压力传感器，传感器安装于试验件与激振装置之间的界面内，利用如下公式控制力信号。

其中，F为测量的基础输入力;F0为参考的限力幅值;a为容差。

1．2 计算原理

桨毂中心动特性试验是利用一个输入力信号，通过调节控制，得到其位移响应或加速度响应，从而得到桨毂中心的频响函数，以下是频响函数的计算公式。

其中，H(w)为频响函数;X(w)为输出响应;F(w)为输入激励。

2 某型机桨毂中心动特性试验

2．1 试验平台

直升机桨毂中心动特性试验由模拟升力卸载子系统、激振装置子系统、位移测量子系统、力测量子系统、控制系统和数据采集系统等组成。

试验是在有升力卸载的状态下进行的，因此试验过程中必须对试验机进行升力卸载模拟。升力卸载模拟是通过对试验机施加向上的拉力来实现的，模拟升力卸载子系统包括:电动吊车、橡皮绳组、测力传感器、和吊环单叉等。整个激振系统由液压作动缸、激振杆和安装台架组成，液压作动缸提供激励力。某型机桨毂中心动特性侧向试验激振如图1所示。

2．2 试验控制原理

不限力正弦扫频是一种测量频响函数的典型方法，在预先选定的频率范围内，从最低频到最高频选定足够的离散频率值，每次用一个频率给出激励信号，测出该激励的稳定响应，再步进到下一个频率，进行同样的测量，直到所有预定频率的离散点全部步进完毕。控制原理如图2所示。

限力控制是在正弦扫频的基础上将力信号作为响应控制信号进行限幅控制，控制原理如图3所示。控制系统首先根据控制软件产生电压信号，经可变增益放大器输入给功率放大器，由功率放大器把电压信号放大后驱动液压作动缸。安装在激振杆上的载荷传感器测得的力反馈给控制系统。控制系统将激振的实际载荷和要求的载荷加以比较，并通过一系列的处理将实际载荷调整到要求的力幅值，以保证激振杆按要求的试验条件运动。

3 试验结果对比分析

为了验证限力控制技术的可行性及其优缺点，在此取某型机桨毂中心动特性的侧向试验进行对比。

首先使用不限力快速正弦扫频，输入一个正弦扫频信号进行扫频试验，选定频率步长为0．02Hz，测得桨毂中心的位移信号，得出其位移频响函数曲线。当扫频信号经过共振峰时，试验机震荡非常大，力幅值迅速衰减，不易于控制，如图4所示。

然后在不限力扫频试验的基础上，采用第一阶频率100N和第二阶频率500N作为力的限幅控制条件，进行力限控制试验，得出其位移频响函数曲线。在力限控制中，由于对力幅值进行了限制(力谱曲线如图5所示)，因此扫频信号经过共振峰时试验机比较平稳，易于控制，可以有效地避免过试验的发生。

由图5可以看出，经过力限控制后，位移频响函数曲线更平稳光滑，波动小，其信噪比得到了很大的改善，有利于试验数据的后处理。

经数据处理后得到直升机的模态参数，模态频率和阻尼见表1，振型见图6、图7。从表1可以看出，限力控制应用在桨毂中心动特性试验中，提高了试验精度和模态置信度。究其原因在于:限力控制对力幅值进行了有效控制，加速度和频响曲线更加光滑，信噪比得到了提高，减小了试验误差。由于直升机桨毂中心动特性试验着重关注的是桨榖中心的传递函数及频率，因此测点比较少，但是也可以从图6、图7的振型中得出一阶为平动和二阶为俯仰，这与直升机真实模态振型是相吻合的。

表1 某型机80%升力侧向模态频率及阻尼比较

4 结论及展望

在某型机桨毂中心动特性试验中尝试了力限控制，并与传统扫频试验对比，可以得到以下结论:

1)限力控制技术在桨毂中心试验中进行了有效控制，验证了限力控制技术在直升机试验中的可行性和有效性。

2)在试验机处于共振峰时，由于限力控制限定了力幅值，可以有效地避免过试验的发生。

3)限力控制技术应用在直升机桨毂中心动特性试验中，提高了试验精度及模态置信度，对试验数据的信噪比有很大的改善，有利于后续的“地面共振”分析。

同时，通过此次的尝试性试验发现，要想把力限控制技术有效应用到我国的直升机试验中去，还有许多关键技术需要攻克，包括:在控制力幅值时，同时进行加速度控制;力限试验夹具的设计和优化;限力控制中最佳力幅值的快速确定等等。

随着我国航空事业的发展，对动力学环境试验的要求也越来越高，这就需要不断提高动力学环境试验的控制技术及其有效性，使动力学试验技术跟上国际发展水平。

［1］ NASA．Force limited vibration testing［S］．NASA Technical Handbook 7004B，Jan 2003．

［2］ NASA．Force limited vibration testing monograph［R］．NASA Reference Publication RP－1403，May 1997．

［3］ 张俊刚，庞贺伟．振动试验中力限控制技术［J］．航天器环境工程，2005，22(5):253—256．

［4］ 岳志勇，张俊刚，冯咬齐，等．力限试验夹具及FMD技术研究［J］．航天器环境工程，2007，24(4):244－247．

［5］ 李新明，岳志勇，张俊刚，等．力限控制技术的试验研究［J］．强度与环境，2008，35(4):8－11．

The Force Limited Application in Dynamic Characteristics Test of Helicopter Hub Center

WU Tehui，LIU Junle
(China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China)

The test of dynamic characteristics of the hub center is one of the analyzing test，for designing in the dynamic test and diagnosing malfunction．It offers the dynamic characteristic parameters of the hub head for analyzing ground resonance and the gist for the designing and ameliorating．In this paper，taking the helicopter to the researched object of the test，it discussed the influence of force control in test and the merits or the defects，contrasted against no control force swept test，to offer the technology for the coming study．

hub center;force limited;test research;ground resonance

V216．2

A

1673-1220(2017)02-061-04

2016－09－30

伍特辉(1985－)，男，湖南新化人，硕士，工程师，主要研究方向:直升机动力学与抗坠毁。