一種用于直升機旋翼平衡的一次配重調(diào)整方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于直升機動力學(xué)領(lǐng)域，在旋翼第一次配重前后兩次振動與轉(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)明算法流程可以計算出精確的為 了使旋翼平衡的第二次配重量，以使直升機振動水平在要求之內(nèi)。本發(fā)明可以用于直升機 主旋翼、尾漿的平衡調(diào)整，或旋轉(zhuǎn)機械動平衡調(diào)整。
【背景技術(shù)】
[0002] 旋翼是直升機的主要振源之一，且是影響最大的。由旋翼的不平衡帶來的過度振 動會對直升機造成很大危害性，主要有造成機組成員和乘客的不適、疲勞；造成直升機零件 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，在直升機旋翼優(yōu)化設(shè)計的基礎(chǔ) 上，通過后期的旋翼動平衡試驗調(diào)整以降低直升機振動水平是一種非常重要和最主要的手 段。
[0003] 直升機的旋翼系統(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，這會帶來幾赫茲與幾十赫茲的振動，剛好落在人的 感受頻率范圍中，通過旋翼平衡調(diào)整以降低旋翼振動對人和直升機零件的影響。
[0004] 直升機在交付之前，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 有進行平衡調(diào)整，加上裝配上的誤差，需要在直升機第一次飛行前進行旋翼錐體與平衡調(diào) 整，使直升機三個方向（直升機機體坐標(biāo)OXYZ系三個方向）的振動平水滿足要求。直升機 機體坐標(biāo)OXYZ系三個方向為X軸向、Y軸向、Z軸向，其中X軸向指與直升機縱軸一致，指向 直升機前方；Y軸向指垂直直升機對稱面并指向右方；Z軸向指在直升機對稱面內(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Z軸向的振動水平，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)明的計算流程可以得出精確的旋翼平 衡的配重量，以使直升機振動水平在要求之內(nèi)。本發(fā)明可以用于直升機主旋翼、尾漿的平衡 調(diào)整，或旋轉(zhuǎn)機械動平衡調(diào)整。此第一次配重并非特指直升機交付的第一次配重，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 次直升機旋翼配重試重試驗后，可以得出為了使直升機的振動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)方案實現(xiàn)：
[0007] -種用于直升機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數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、第一次配重后的振動數(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和相位延時科，再根據(jù)縮放系數(shù)k、相位延時％以及第一次 配重位置信息C求取第一次配重后實際不平衡質(zhì)心D ;
[0011] 步驟四、獲取實際不平衡質(zhì)心D點關(guān)于旋翼中心的中心對稱的F點的極坐標(biāo)，通過 點F的相位信息％獲取兩個需配重的配重點位置，再分別根據(jù)兩配重位置點求取配重量。
【附圖說明】
[0012] 圖1旋翼動力學(xué)分析；
[0013] 圖2從振動源到數(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)個周期的振動數(shù)據(jù)示意圖；
[0015] 圖4縮放系數(shù)k與相位延時料推導(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。
【具體實施方式】
[0019] 下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明。
[0020] 對于直升機旋翼系統(tǒng)（包括主旋翼與尾漿），對于主旋翼，振動數(shù)據(jù)為與直升機主 旋翼旋轉(zhuǎn)平面平行的機體振動加速度或速度數(shù)據(jù)，轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)為直升機主旋翼轉(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，振動數(shù)據(jù)為與直升機尾漿旋轉(zhuǎn)平面平行 的尾漿振動加速度或速度數(shù)據(jù)，轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)為直升機尾漿轉(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行第一次配重的配重位置和大小。 這些為進行直升機旋翼平衡調(diào)整的必要數(shù)據(jù)或信息。
[0021] 為了達到上述目的，先進行必要的說明
[0022] 說明一：直升機旋翼動力學(xué)分析
[0023] 對直升機旋翼工作時候的動力學(xué)進行分析，如圖1假設(shè)模型直升機的主旋翼為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，直升機整體質(zhì)量為M，在整個旋翼平面存在一個不平 衡質(zhì)心為Α，其質(zhì)量為Hi1,則此質(zhì)心A在旋翼轉(zhuǎn)動時產(chǎn)生的離心力為
[0025] F1= Hi1^a1= In1^o2=I=I1 Equ. 1
[0026] 這個離心力對整個機體產(chǎn)生作用，假設(shè)此時直升機整機的加速度為a，則有
[0028]由于在直升機設(shè)計中，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與直升機整機的加速度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，能量會以振動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/尾減速器傳遞到機體，最后傳遞到傳感器安裝的位置，在這一個結(jié)構(gòu)路徑 中，振動信號（能量）可能會存在一定的相位延時和非線性能量大小變化，如：
[0038] (1)如在這個結(jié)構(gòu)路徑上存在柔性軸承等，在此稱這個振動信號在結(jié)構(gòu)上傳遞產(chǎn) 生的延時為結(jié)構(gòu)路徑形變（用幅值的縮放系數(shù)kM與相位延時f??表示）；
[0039] (2)傳感器在采集數(shù)據(jù)的時候，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％表示）；
[0040] (3)信號采集會存在一定的延時，通常采集器采集轉(zhuǎn)速和振動兩種信號，也會存 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％表示），如圖2。 信號經(jīng)過振源到被采集會產(chǎn)生傳輸路徑形變時，會有一個相位偏差，求取這個幅值的縮放 系數(shù)k。與相位延時偽:，在此設(shè)
[0042] k〇= f (k01, k02, k03) Equ. 6
[0043] 則配重的質(zhì)量!112與直升機整機的加速度a的理論換算關(guān)系，及理論加速度到實際 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] 這個換算關(guān)系k存在一定的非線性，而在實際中，這個非線性很難計算出來，相位 延時％可認為是接近線性的。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] 為了實現(xiàn)本方法的結(jié)果，需求旋翼第一次配重前的振動數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、需求旋 翼第一次配重后的振動數(shù)據(jù)與轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù)、旋翼配重位置（配重點）信息。第一次配重信息。
[0053] 第一次配重信息包含獲知振動數(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)槳葉不能進行配重增減操作，以及各配重點的方位信息，進行編號。算取 每個配重點與坐標(biāo)原點（旋翼中性）的直線方程。
[0054] 通過采集器采集的未配重時的振動信號（加速度信號或者速度信號，理論上同一 點的振動速度信號相對于振動加速度信號延遲了 90度，本發(fā)明以振動加速度作為說明）為 Xvlbl，轉(zhuǎn)速脈沖信號為XravlJp配重后，第二次測得振動信號為X vlb2，轉(zhuǎn)速脈沖信號為Xrav2。
[0055] 步驟二、振動信號統(tǒng)一為加速度信號
[0056] 如果原本振動數(shù)據(jù)是加速度信號，不作處理；如果原本振動數(shù)據(jù)為速度信號，則要 進行速度轉(zhuǎn)加速度，如下：
[0057] 速度：V = sin (2 π