直升机抖振分析方法研究

刘忠超

(中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001)

0 引言

直升机飞行过程中常会出现影响飞行员感受的低频抖振现象，这一问题可能由旋翼锥体失调、动平衡不达标，或者飞行员输入与操纵系统耦合、气流随机激励机体[1]等多种原因造成，其中锥体失调、动平衡不达标等问题文献[2]已有论述并且分析方法成熟。由于难以准确模拟直升机飞行的流场，目前还没有分析气流激励机体引起抖振的有效分析方法。

基于飞行实测数据，按传统分析方法首先确定机体一阶频率，然后使用时频分析技术跟踪该频率随飞行时间的变化趋势。由于机体一阶频率与直升机的起飞重量相关，需要动态调整该频率值以保证有效跟踪抖振特征，工作复杂度高，工作量较大。此外，传统方法未进行抖振特征与飞行参数的相关性分析，不能揭示低频抖振与飞行姿态之间的相关性。文献[3]提出了一种基于数据谐波分析的方法，成功识别了NH90的尾部振动特征，但谐波分析需要提供旋翼转速信号。

针对气流激励引起的机体抖振，本文给出了一种不依赖旋翼转速信号的分析方法，采用带通滤波提取驾驶舱的振动信号特征量，并对侧滑角、指示空速进行了相关性分析。与传统分析方法相比，本文引入的方法具有简便、通用和直观的特点。

1 气流激励引起的低频机体抖振

现象描述：特定飞行状态下飞行员感受到直升机出现间歇性的低频抖振，且抖振频率与机体侧向或垂向一阶模态频率相当。

机理分析：特定飞行状态下，直升机旋翼或主减速器、桨毂等机体的尾流恰好作用到尾部结构(斜梁及平尾)，激励起机体一阶模态频率的振动响应，而该响应以机头和机尾振幅最大，此时驾驶舱的飞行员就会有直升机“抖振”的感觉。由于尾流的非稳态特性，尾部激励时有时无，呈现出随机性，飞行员的体验即为间歇性的“抖振”。图1给出了气流作用到直升机尾部以及直升机一阶模态振型的示意图。

图1 脱落涡流及机体一阶振型示意图

2 机体抖振分析方法

2.1 分析方法的原则

本文论述的直升机机体抖振方法将遵循如下原则：

1)能够反映飞行员的直观感受；

2)能够识别抖振临界状态的飞行参数；

3)可通用于不同的直升机；

4)数据处理方法简单易行；

5)为避免低频抖振提供飞行建议。

2.2 抖振信号分析

驾驶员座椅下方的振动传感器距离飞行员最近，可以作为响应点评价飞行员的感受。以AC313直升机为例，其全机一阶频率为8Hz左右，出现低频抖振时，振动数据的FFT分析表明一阶频率振幅异常放大(图2)，即抖振的频率与机体一阶频率相同，机体一阶频率可以作为低频抖振的特征。由于最小和最大起飞重量下的直升机一阶频率存在较大的差异(10%左右)，且机体一阶频率一般包含在[1.3P 2P]的区间，1P为旋翼转速基频，拟选取振动信号带通滤波后的有效值作为低频抖振的特征量Y。图2给出了振动信号的频谱图以及振动信号的包络图，图3给出了振动信号的带通滤波曲线，图4给出了传统的频率跟踪方法与本文提出的特征量Y的对比曲线。

图2 抖振频谱图和低通滤波包络图

图3 带通滤波曲线

图4 传统方法与本文方法计算的特征量曲线

由数据处理结果(图4)与振动滤波信号(图3)对比可知，本文提出的方法相比传统方法更能反映抖振特征的细节。图3的每一个峰值在图4下方的图中均存在对应峰值，两者的曲线波动性基本一致，且Y最大值出现的时刻与飞行员反映抖振的时刻符合性很好。同时，计算Y仅需要确定旋翼1P即可，适用于不同直升机。故本文提出的分析响应信号方法可以满足原则1)、2)和3)。

2.3 飞行参数影响分析

2.2节给出了振动信号特征量Y的提取方法，本节将讨论侧滑角α、指示空速Vi与Y的相关性。统计AC313直升机多架次试飞数据，给出侧滑角、指示空速与Y的曲线图。其中侧滑角取值范围为-20°≤α≤ 20°，指示空速取值范围为80km/h≤Vi≤240km/h。Y与α、Y与Vi的关系曲线见图5和图6。

1)由图5可知，Y与α相关性较强，α从-20°增加到20°的过程中，Y值从0.18g持续减小到0.04g左右。Y值在α<0°时显著大于α>0°时，对AC313直升机而言，左侧滑为正，右侧滑为负，即左侧滑抖振更大。

2)由图6可知，Y与Vi的相关性明显弱于与Y与α的相关性，仅在80km/h和160km/h时Y值增加，80km/h≤Vi≤240km/h，Y最大值出现在160km/h附近，此时叠加α<0°将加剧抖振的程度，Vi≥180km/h后Y值减小且稳定，不随Vi的增加而增大。

通过统计分析试飞数据，从多个飞行参数中明确了侧滑角α与Y的强相关性，并给出a与Y的关系曲线，满足2.1节原则2)和5)的要求。

图5 α与Y的关系曲线

图6 α=0°时Vi与Y的关系曲线

3 应用

3.1 直升机状态

某型直升机以AC313为原型机研制，两型机机身结构差异较大，其他配置基本一致。选取该型机两个不同配置状态的飞行架次，分别以架次1和架次2标识，其中飞行员反映架次1抖振，架次2未出现抖振。直升机状态及Vi、α见表1。

表1 飞行状态表

3.2 数据处理和分析

驾驶员座椅地板处的振动传感器能够直接反应飞行员的抖振感受，故使用该处数据计算抖振特征量Y，测试系统采样率为1024Hz，旋翼1P=5.65Hz，带通滤波通带设置为[7.35 11.3]Hz，通带频率范围包含侧向一阶频率(9.3Hz)。按本文所述方法计算Y值，并绘制了Y、α和Vi随时间的变化趋势曲线(见图7和图8)。

由数据处理结果可知，架次1在时刻1535s-1600s和1800s-1870s，Y值增加到0.1g，瞬态最大值为0.23g，其他状态Y的稳态值均不超过0.05g。Y值最大值出现时，α稳定在-16°左右；架次2仅在1674s-1678s出现一个瞬态峰值0.12g，此时α值落在-4°～-7°之间，其他状态Y稳态值均不超过0.05g。另外，分析表明与α相比，Vi对Y值的影响居于次要位置。

架次1和架次2的振动及飞行参数分析结果与第3节所述方法符合性较好，并与飞行员感受基本一致，表明了本文所述方法的有效性和通用性。

图7 Y随时间变化曲线

图8 Y、α和Vi随时间变化曲线

4 结论

本文提出了一种利用驾驶舱振动信号识别低频机体抖振的新方法，并进行了飞行参数与抖振之间的相关性分析。本文提出的方法可以：

1)有效地识别直升机气流激励引起的低频机体抖振。

2)用于分析飞行参数与抖振的相关性，识别引起抖振的关键飞行参数，并指导飞行与定位抖振原因。对AC313直升机而言，侧滑角是引起抖振的主要参数，侧滑角大于0°飞行，飞行员感受更舒适。

3)将振动数据量从每秒1K字节精简到每秒几个字节，大大压缩了数据存储容量，便于形成直升机状态监测的指标。