基于坐标变换的直升机旋翼部件对机体异常振动影响的研究

梁昆，王文涛

基于坐标变换的直升机旋翼部件对机体异常振动影响的研究

梁昆，王文涛

（中国直升机设计研究所，江西景德镇333001）

旋翼系统是直升机与固定翼飞机最根本的区别。旋翼动部件对直升机机体部位振动影响大，机理复杂，因此直升机振动问题的分析处理往往给振动工程人员带来巨大困难和挑战。以某型直升机在试飞过程中出现的异常振动问题为例，从试飞测试、机理分析、数值仿真三个方面研究了直升机旋翼动部件动力学设计对机体异常振动的影响，给出了激励频率从旋转坐标系到固定坐标系的传递关系，直升机旋翼动部件对机体异常频率振动影响的结论。

直升机；试飞测试；振动分析；数值仿真；坐标转换

直升机旋翼部件的旋转对直升机机体振动产生持续恒定的影响，桨叶在每变化一次的气动环境中，产生旋翼转速Ω整数倍的持续的气动激振力，桨叶在气动激振力作用下产生挥舞、摆振及扭转运动，气动激振力及桨叶运动的惯性力在桨毂上合成为桨毂力[1，2]。桨毂六力素通过主减速器等传递到机体结构上，构成了直升机机体振动的主要振源，其主要频率成分为kΩ（n=1、2、3...，k为桨叶片数）。

在直升机试飞时，振动工程人员一般关注直升机的主旋翼、尾桨、发动机及传动系统等旋转部件的转速频率Ω及等“常规”的激励频率下的振动水平[3，4]。然而，直升机调整试飞过程中由于各种不确定因素的存在，导致直升机机体结构上出现一些“非常规”的异常振动。直升机机体激励源较多，且轻量化的机体结构阻尼较小，对振动的抑制效果差，导致各种激励叠加，问题的定位分析困难。

本文以某型直升机在试飞中出现的异常振动问题处理过程为例，通过试飞数据分析、理论方法建模的机理研究和动力学仿真计算，研究了激励力从旋转坐标系到直角坐标系的传递关系。通过本次异常频率振动问题的处理，对处理异常振动问题处理思路和措施提供了借鉴，给出了激励频率从旋转坐标系到固定坐标系的传递关系，对直升机动力学设计提供了有益的参考。

1 问题描述

某型直升机在进行消速时，机体出现大幅度垂向振动，振动持续时间约为20 s，见图1驾驶员脚蹬地板时域振动曲线。由图2中异常振动时刻的频谱可以看出，机体出现f1振动频率且振幅过大。f1并非旋翼转速频率及其倍数，因此对于此异常振动的机理的分析和掌握对于直升机试飞安全有着尤为重要的意义。

图1 振动时域曲线

图2 振动增大时刻频域曲线

2 问题分析

2.1 原因定位

由于机体异常振动在持续长达20 s的时间内未衰减，因此怀疑其为旋翼动部件传递给机体的激励力作用。分析旋翼动部件载荷曲线的频谱发现，旋翼动部件出现与异常振动变化趋势一致的载荷变动，且出现f2频率的载荷，见图3和图4.表1中分别列出旋翼系统部分动部件Ω和f2频率成分的载荷数据，同一位置数据以Ω频率载荷为100 N/m进行归一化处理。

图3 整流罩及支撑件频域曲线

图4 主桨叶根部挥舞弯矩频谱曲线

表1 各位置对应归一化载荷幅值

通过分析可以确定，桨毂整流罩支撑件上f2频率被外部激励激起了较大的响应，同时引起了主桨叶某个模态下的响应，这与机体上f1的异常振动在时间和变化规律上存在一定的关联性。

2.2 机理研究

由旋翼动力学理论可知，桨叶旋转坐标系与机体直角坐标系作用力对应关系式为：

其中，FZ为直角坐标系Z向作用力力，R为旋转坐标系作用力。

由式（1）可以看出，除了R及M常量部分以外，谐波次数为桨叶片数k的整数倍数的分量才能合成起来形成频率相同的FZ和MZ，其他分量都相互抵消。

推导出直角坐标系下某一方向力的公式为：

其中，H为桨叶切向力。

用复数坐标系来表示合成后的力，则式（2）和式（3）合成为：

由式（4）和图5可以看出，旋转坐标系上的激振力的作用影响到固定坐标系时，两个反方向的回转分量构成了频率为jkΩ的直角坐标系中的激振力。

图5 直角坐标系中的桨毂力

在实际装机中，直升机k片桨叶在装机过程中存在一定误差，因此假定其中一片桨叶激励力增加一个小量，即轴向力为A1+δ、切向力为R1+δ，则有：

其中，n为正整数。

可以看出，直升机在飞行时，桨叶上若存在不能完全与其他桨叶平衡抵消的偶发激励力时，会通过旋翼轴、主减速器等传递到机体结构上。激振力在传递过程中，从旋转坐标系转换到机体的直角坐标系中时，在两个坐标系中矢量方向不一致的力的频率会叠加旋翼转速频率Ω.

由此可确定式（7）的正确性，旋翼上频率为f2的载荷成分通过旋翼轴、主减速器等转换到直角坐标系，叠加转速频率Ω后对机体形成f1的激振力作用，进而引起了异常振动。

2.3 仿真计算

通过表1中旋翼动部件载荷数据分析看到，桨叶f2频率的载荷与Ω频率载荷相当，而整流罩支撑件对应频率载荷却比旋翼转速频率下的载荷还要高出三倍，因此对整流罩及支撑件进行动特性计算。

对整流罩及支撑件进行动特性计算，如图6.可以发现，桨毂整流罩及支撑件最低阶安装频率即为f2.可以初步认定，该异常振动产生的原因为外界气流作用下，激起了桨毂整流罩支撑系统的固有特性的响应，形成了相对持续且响应较大的振动，通过坐标转换进行的频率叠加变换，从而引起机体上异常频率的振动。

图6 整流罩及支撑件动特性计算

2.4 试飞验证

对整流罩支撑系统进行重新设计和动力学计算试验。新设计桨毂整流罩固有频率避开原整流罩频率。新设计整流罩装机后试飞，此现象不再复现。

3 结论

本文通过理论模型推导、试飞数据分析、动力学仿真计算以及试飞验证四步，对某型直升机试飞过程中的一例异常振动进行了分析，得出直升机旋翼系统动部件对机体异常频率振动的影响，得到以下结论：

（1）直升机旋翼系统不仅需要考虑旋翼转速频率和通过频率对机体的影响，还需要考虑旋翼系统动部件的动力学设计。

（2）对于存在旋转系统的设备，如直升机旋翼、大型设备机轮等出现的异常频率振动，可以考虑经过坐标转换后耦合频率叠加的影响。

[1]航空航天工业部科学技术研究院.直升机动力学手册[M].北京：航空工业出版社，1991

[2]张晓谷.直升机动力学设计[M].北京：航空工业出版社，1995.

[3]邓景辉，方永红.直升机旋翼锥体与平衡调整方法研究[J].直升机技术，2014（1）：9-13.

[4]苏越.某型直升机显示器振动排故分析[J].硅谷，2013（21）：52-53.

[5]GJB720A.5-2012.军用直升机强度规范-振动、气动机械及气动弹性稳定性[S].北京：国防科学技术工业委员会，2012.

Study of Impact of the Rotor Components on Abnormal Vibration of Helicopter Airframe Based on Coordinate Transformation

LIANG Kun，WANG Wen-tao
（China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen Jiangxi 333001，China）

Rotor is the fundamental difference between helicopter and airplane.The vibration problems of helicopter bring difficulties and challenges.In this study，one abnormal vibration problem of the helicopter was solved by using flight data，mathematic model and numerical simulation.The result shows that the dynamic design of helicopter rotor components influents the helicopter airframe.The research conforms the excitation force frequency transformation between rotating coordinate and rectangular coordinate which leads to better dynamic design of rotor components.

helicopter；flight measurement；vibration；numerical simulation；coordinate transformation

V275.1；O329

A

1672-545X（2017）07-0057-03

2017-04-09

梁昆（1989-），男，河北石家庄人，硕士研究生，助理工程师，研究方向：振动设计与分析。