一種用于直升機(jī)旋翼平衡的一次配重調(diào)整方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于直升機(jī)動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域，在旋翼第一次配重前后兩次振動(dòng)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、旋 翼配重位置方位信息、第一次配重信息基礎(chǔ)上，根據(jù)本發(fā)明算法流程可以計(jì)算出精確的為 了使旋翼平衡的第二次配重量，以使直升機(jī)振動(dòng)水平在要求之內(nèi)。本發(fā)明可以用于直升機(jī) 主旋翼、尾漿的平衡調(diào)整，或旋轉(zhuǎn)機(jī)械動(dòng)平衡調(diào)整。
【背景技術(shù)】
[0002] 旋翼是直升機(jī)的主要振源之一，且是影響最大的。由旋翼的不平衡帶來的過度振 動(dòng)會(huì)對直升機(jī)造成很大危害性，主要有造成機(jī)組成員和乘客的不適、疲勞；造成直升機(jī)零件 的疲勞損傷與加重；造成武器系統(tǒng)準(zhǔn)確性能降低等。為此，在直升機(jī)旋翼優(yōu)化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ) 上，通過后期的旋翼動(dòng)平衡試驗(yàn)調(diào)整以降低直升機(jī)振動(dòng)水平是一種非常重要和最主要的手 段。
[0003] 直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)包括主旋翼與尾漿，它們由N (常為2到6)片槳葉構(gòu)成，在正常 狀態(tài)下，主旋翼和尾漿的轉(zhuǎn)速為恒定的，這會(huì)帶來幾赫茲與幾十赫茲的振動(dòng)，剛好落在人的 感受頻率范圍中，通過旋翼平衡調(diào)整以降低旋翼振動(dòng)對人和直升機(jī)零件的影響。
[0004] 直升機(jī)在交付之前，對旋翼的槳葉都經(jīng)過錐體與平衡調(diào)整，而槳葉的槳榖一般沒 有進(jìn)行平衡調(diào)整，加上裝配上的誤差，需要在直升機(jī)第一次飛行前進(jìn)行旋翼錐體與平衡調(diào) 整，使直升機(jī)三個(gè)方向（直升機(jī)機(jī)體坐標(biāo)OXYZ系三個(gè)方向）的振動(dòng)平水滿足要求。直升機(jī) 機(jī)體坐標(biāo)OXYZ系三個(gè)方向?yàn)閄軸向、Y軸向、Z軸向，其中X軸向指與直升機(jī)縱軸一致，指向 直升機(jī)前方；Y軸向指垂直直升機(jī)對稱面并指向右方；Z軸向指在直升機(jī)對稱面內(nèi)并垂直縱 軸，指向下方。通常通過調(diào)整旋翼的錐體來調(diào)整直升機(jī)Z軸向的振動(dòng)水平，旋翼平衡調(diào)整指 的是調(diào)整與X軸向與Y軸向組成的平面的振動(dòng)水平。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為了提供一種更為有效的旋翼平衡調(diào)整方式，本發(fā)明提出了一種用于直升機(jī)旋翼 平衡的一次配重調(diào)整方法，通過旋翼平衡調(diào)整設(shè)備采集的第一次配重之前、第一次配重后 的數(shù)據(jù)，此次配重信息，及必要的旋翼信息，通過本發(fā)明的計(jì)算流程可以得出精確的旋翼平 衡的配重量，以使直升機(jī)振動(dòng)水平在要求之內(nèi)。本發(fā)明可以用于直升機(jī)主旋翼、尾漿的平衡 調(diào)整，或旋轉(zhuǎn)機(jī)械動(dòng)平衡調(diào)整。此第一次配重并非特指直升機(jī)交付的第一次配重，而是相對 于第一次配重的前一次配重，可以是任何旋翼平衡調(diào)整的一次配重。即本方法是指通過一 次直升機(jī)旋翼配重試重試驗(yàn)后，可以得出為了使直升機(jī)的振動(dòng)水平在要求范圍之內(nèi)的配重 量。
[0006] 本發(fā)明的發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：
[0007] -種用于直升機(jī)旋翼平衡的一次配重調(diào)整方法，包含如下步驟：
[0008] 步驟一、收集旋翼第一次配重前的振動(dòng)數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、第一次配重后的振動(dòng)數(shù) 據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、第一次配重位置信息C、第一次配重信息；
[0009] 步驟二、根據(jù)第一次配重前的振動(dòng)數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)求取配重前的不平衡位置信息 B ;根據(jù)第一次配重后的振動(dòng)數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)求取配重后的不平衡位置信息E ;
[0010] 步驟三、根據(jù)配重前的不平衡位置信息B、配重后的不平衡位置信息E以及第一次 配重位置信息C求取縮放系數(shù)k和相位延時(shí)科，再根據(jù)縮放系數(shù)k、相位延時(shí)％以及第一次 配重位置信息C求取第一次配重后實(shí)際不平衡質(zhì)心D ;
[0011] 步驟四、獲取實(shí)際不平衡質(zhì)心D點(diǎn)關(guān)于旋翼中心的中心對稱的F點(diǎn)的極坐標(biāo)，通過 點(diǎn)F的相位信息％獲取兩個(gè)需配重的配重點(diǎn)位置，再分別根據(jù)兩配重位置點(diǎn)求取配重量。
【附圖說明】
[0012] 圖1旋翼動(dòng)力學(xué)分析；
[0013] 圖2從振動(dòng)源到數(shù)據(jù)的信號傳輸路徑；
[0014] 圖3根據(jù)轉(zhuǎn)速脈沖截取整數(shù)個(gè)周期的振動(dòng)數(shù)據(jù)示意圖；
[0015] 圖4縮放系數(shù)k與相位延時(shí)料推導(dǎo)圖；
[0016] 圖5 5片槳葉的主旋翼的槳葉配重量求解示意圖；
[0017] 圖6 -種4片槳葉系統(tǒng)的槳葉配重量求解意圖；
[0018] 圖7為本發(fā)明的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0019] 下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。
[0020] 對于直升機(jī)旋翼系統(tǒng)（包括主旋翼與尾漿），對于主旋翼，振動(dòng)數(shù)據(jù)為與直升機(jī)主 旋翼旋轉(zhuǎn)平面平行的機(jī)體振動(dòng)加速度或速度數(shù)據(jù)，轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)為直升機(jī)主旋翼轉(zhuǎn)速脈沖數(shù)據(jù) 或者可以轉(zhuǎn)換成脈沖數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)；對于尾漿，振動(dòng)數(shù)據(jù)為與直升機(jī)尾漿旋轉(zhuǎn)平面平行 的尾漿振動(dòng)加速度或速度數(shù)據(jù)，轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)為直升機(jī)尾漿轉(zhuǎn)速脈沖數(shù)據(jù)或者可以轉(zhuǎn)換成脈沖 數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)。旋翼配重位置方位信息為主旋翼或尾漿的葉片數(shù)和各配重位置的方位 (角度）信息。第一次配重信息為在主旋翼或者尾漿上進(jìn)行第一次配重的配重位置和大小。 這些為進(jìn)行直升機(jī)旋翼平衡調(diào)整的必要數(shù)據(jù)或信息。
[0021] 為了達(dá)到上述目的，先進(jìn)行必要的說明
[0022] 說明一：直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)分析
[0023] 對直升機(jī)旋翼工作時(shí)候的動(dòng)力學(xué)進(jìn)行分析，如圖1假設(shè)模型直升機(jī)的主旋翼為5 片槳葉，理論上5片槳葉構(gòu)成正五邊形，相鄰兩槳葉的夾角為72度。
[0024] 假設(shè)：旋翼的恒定轉(zhuǎn)速為ω，直升機(jī)整體質(zhì)量為M，在整個(gè)旋翼平面存在一個(gè)不平 衡質(zhì)心為Α，其質(zhì)量為Hi1,則此質(zhì)心A在旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的離心力為
[0025] F1= Hi1^a1= In1^o2=I=I1 Equ. 1
[0026] 這個(gè)離心力對整個(gè)機(jī)體產(chǎn)生作用，假設(shè)此時(shí)直升機(jī)整機(jī)的加速度為a，則有
[0028]由于在直升機(jī)設(shè)計(jì)中，旋翼系統(tǒng)中的主旋翼或者尾漿的各槳葉的配重位置與旋翼 中心的距離為恒定值，此處設(shè)為I2。為了平衡不平衡質(zhì)心產(chǎn)生的離心力，則有
[0029] F2= F !
[0030] F2= m 2*a2= m 2* ω 2*12 Equ. 3
[0031] = F1= m ^q2=I=I1
[0032] 得：
[0034] 得配重的質(zhì)量1112與直升機(jī)整機(jī)的加速度a的理論換算關(guān)系為
[0035] ki= Μ/ω 2/I2 Equ. 5
[0036] 說明二、從振動(dòng)源到數(shù)據(jù)的信號傳輸路徑影響分析
[0037] 旋翼在旋轉(zhuǎn)過程中存在不平衡，能量會(huì)以振動(dòng)的形式傳遞到其他地方，對于旋翼 系統(tǒng)的主旋翼開始由主旋翼傳遞到主減速器（尾漿的是通過尾漿傳遞到尾減速器），接著 經(jīng)過主減速器/尾減速器傳遞到機(jī)體，最后傳遞到傳感器安裝的位置，在這一個(gè)結(jié)構(gòu)路徑 中，振動(dòng)信號（能量）可能會(huì)存在一定的相位延時(shí)和非線性能量大小變化，如：
[0038] (1)如在這個(gè)結(jié)構(gòu)路徑上存在柔性軸承等，在此稱這個(gè)振動(dòng)信號在結(jié)構(gòu)上傳遞產(chǎn) 生的延時(shí)為結(jié)構(gòu)路徑形變（用幅值的縮放系數(shù)kM與相位延時(shí)f??表示）；
[0039] (2)傳感器在采集數(shù)據(jù)的時(shí)候，由于安裝的原因和傳感器內(nèi)在因數(shù)，以及安裝相 位差（振動(dòng)傳感器與轉(zhuǎn)速傳感器的采集信號方向的夾角），在此稱為傳感器形變（用幅值的 縮放系數(shù)1?與相位延時(shí)％表示）；
[0040] (3)信號采集會(huì)存在一定的延時(shí)，通常采集器采集轉(zhuǎn)速和振動(dòng)兩種信號，也會(huì)存 在一定的不同步，稱為采集器采集形變（此用幅值的縮放系數(shù)1?與相位延時(shí)錢8表示）。
[0041] 以上結(jié)構(gòu)路徑形變、傳感器形變、采集器采集形變等共同作用產(chǎn)生的信號大小與 相位形變，統(tǒng)稱為稱傳輸路徑形變（此用幅值的縮放系數(shù)k。與相位延時(shí)％表示），如圖2。 信號經(jīng)過振源到被采集會(huì)產(chǎn)生傳輸路徑形變時(shí)，會(huì)有一個(gè)相位偏差，求取這個(gè)幅值的縮放 系數(shù)k。與相位延時(shí)偽:，在此設(shè)
[0042] k〇= f (k01, k02, k03) Equ. 6
[0043] 則配重的質(zhì)量!112與直升機(jī)整機(jī)的加速度a的理論換算關(guān)系，及理論加速度到實(shí)際 采集數(shù)據(jù)的縮放系數(shù)k。共同作用下的，配重的質(zhì)量m2與數(shù)據(jù)幅值A(chǔ)mp (在后面有明確說明） 之間的換算關(guān)系k，即振動(dòng)量大小與配重質(zhì)量的換算關(guān)系。
[0044] m2= k*Amp
[0045] k = ki*k0
[0046] Equ. 7
[0047] = (M/〇2/l2)*f(k01，k02, k03)
[0048] k〇= f (k01, k02, k03)
[0049] 這個(gè)換算關(guān)系k存在一定的非線性，而在實(shí)際中，這個(gè)非線性很難計(jì)算出來，相位 延時(shí)％可認(rèn)為是接近線性的。一般說來，在旋翼平衡調(diào)整中，相位信息相對于幅值信息更為 重要，在此假設(shè)換算關(guān)系k近似為線性的。
[0050] 本發(fā)明的解決方案的步驟如下：
[0051] 步驟一、旋翼平衡調(diào)整相關(guān)數(shù)據(jù)與信息收集
[0052] 為了實(shí)現(xiàn)本方法的結(jié)果，需求旋翼第一次配重前的振動(dòng)數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、需求旋 翼第一次配重后的振動(dòng)數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、旋翼配重位置（配重點(diǎn)）信息。第一次配重信息。
[0053] 第一次配重信息包含獲知振動(dòng)數(shù)據(jù)是加速度還是速度信號；收集此旋翼系統(tǒng)的特 性，是否存在標(biāo)準(zhǔn)槳葉不能進(jìn)行配重增減操作，以及各配重點(diǎn)的方位信息，進(jìn)行編號。算取 每個(gè)配重點(diǎn)與坐標(biāo)原點(diǎn)（旋翼中性）的直線方程。
[0054] 通過采集器采集的未配重時(shí)的振動(dòng)信號（加速度信號或者速度信號，理論上同一 點(diǎn)的振動(dòng)速度信號相對于振動(dòng)加速度信號延遲了 90度，本發(fā)明以振動(dòng)加速度作為說明）為 Xvlbl，轉(zhuǎn)速脈沖信號為XravlJp配重后，第二次測得振動(dòng)信號為X vlb2，轉(zhuǎn)速脈沖信號為Xrav2。
[0055] 步驟二、振動(dòng)信號統(tǒng)一為加速度信號
[0056] 如果原本振動(dòng)數(shù)據(jù)是加速度信號，不作處理；如果原本振動(dòng)數(shù)據(jù)為速度信號，則要 進(jìn)行速度轉(zhuǎn)加速度，如下：
[0057] 速度：V = sin (2 π