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1、第二十八届（2012）全国直升机年会论文 直升机旋转旋翼动力学综合试验技术发展现状尹春望 李开成 张弹琴（中航工业直升机设计研究所 景德镇 333001）摘 要： 旋转旋翼动力学试验是现代直升机研制中最重要的环节之一，其任务是测量隐含在复杂动力学行为中最关键的动力学性能参数实际值，直接关系到直升机的安全、振动水平、使用寿命和乘员的舒适性。该试验十分复杂，风险性高，需要特殊跨学科综合试验技术。本文将简单介绍我国相关综合试验技术的发展情况和现状，以便今后更好地运用和完善。关键词：旋转旋翼；动力学综合试验技术1 前言由于特殊的旋翼结构形式，使得动力学问题成为直升机研制中最复杂最关键的问题之一；“一部
2、直升机发展史在很大程度上，可以说是和动力学问题斗争的历史”。“任何成功的直升机，都必须有足够的动力稳定裕度和可接受的旋翼及机体振动载荷及较低的振动水平”。决定直升机振动载荷、振动水平和动力稳定裕度最主要的动力学参数，是直升机旋翼的模态频率和模态阻尼，在研制过程中必须严格控制这些参数。由于旋翼结构的复杂性、分析方法的近似性及材料、工艺加工与理论设计状态之间的不可避免的偏差等诸多原因，使得旋翼模态频率和模态阻尼实际值一般会偏离设计值。单靠理论设计难以控制这些关键参数，而必须通过相应旋转旋翼动力学综合试验，测量实际的模态频率和模态阻尼，并以之来检验完善设计，才能最终实现有效控制。旋转旋翼动力学综合试
3、验包括两个方面的内容。其一是动特性试验，目的在于测量旋翼在各种转速和总距组合状态下的模态频率和振型；其二是稳定性试验，目的在于测量相应的各阶模态阻尼。无论是旋转旋翼的动特性试验还是稳定性试验，都十分复杂和具有高风险性。因为模态频率和模态阻尼隐含在旋转旋翼复杂的动力学行为中，不能直观测量，因此都需要综合多学科知识的特殊试验方法才能使它们显形；同时都需充分利用常规试验和飞行中严格违避的危险的共振现象。正是因为其非常复杂和风险性高，尽管经过了多年探索取得了可观的成果，但有些技术还处在研究完善中。2 原始旋转旋翼动力学综合试验方法简介结构动力学试验技术发展多年，迄今已形成较完整成熟的试验技术体系。但这
4、些技术主要针对没有随机干扰的静态结构或是随机干扰（指干扰频率）较少且干扰幅值较小的动态结构。旋转旋翼处在不均匀的大气环境中，各种随机干扰非常多，且干扰幅值较大；直接运用传统的静态结构动力学试验技术，难以获得可靠权威的试验结果。上世纪末，应型号研制动力学攻关需求，开展了旋转旋翼动特性试验技术探索工作。当时主要采用自然激励和激振器快扫频激励（chirp）等原始方法，意图通过分析桨叶剖面的幅频响应曲线来寻找旋翼各阶模态频率。图1、图2 给出了自然激励和激振器快扫频激励典型幅频响应曲线；其中图1经过了加窗处理，图2为原始幅频响应曲线。图1 自然激励幅频响应曲线 图2 激振器快扫频激励幅频响应曲线加不同
5、的窗可能得到不同的效果，因此加窗处理本身会影响幅频响应曲线的可靠性。此外，无论从图1或图2，都无法直接独立分析出模态频率，都必须参考理论分析结果进行分析。自然激励和激振器快扫频激励法都无法获得相频响应曲线，因此也无法进行相频响应分析和模态分析。显然，这种只能根据幅频响应曲线且必须参考理论分析来获取试验结果的试验方法缺乏权威性；当代直升机型号研制和课题预研，要求以试验结果作为最终检验依据，这种状态无法满足要求。尽管上述动力学试验探索工作没有得到理想的结果，但他们揭示了常规静态结构动力学试验方法应用于旋转旋翼存在的最主要问题：自然激励和激振器快扫频激励方法不能消除随机干扰的影响，同时无法获取相频响
6、应曲线。提示应开发能有效消除随机干扰、能同时获得可靠幅频响应曲线和相频响应曲线的新试验方法。旋转旋翼动特性试验是稳定性试验的基础和前提。既然原始旋转旋翼动特性试验方法难以获得可靠权威的模态频率，或说动特性试验技术不成熟，自然也无法开展相关的稳定性试验方法研究，无法形成可靠的旋转旋翼稳定性试验方法。3 新旋转旋翼动力学综合试验方法简介 从强迫振动理论可知，当旋转旋翼受到某一频率的简谐激励反复作用足够长的时间后，它将主要以与激励相同的频率进行稳态振动(见图3) ；而因存在阻尼，其中瞬态随机干扰引起的振动将很快衰减(见图4)。即从相当长的激励时段来看（激励N个周期），旋转旋翼对应激励频率的响应必然会
7、占主导地位。尽管旋转旋翼所受随机干扰很多且干扰响应较大（见图2），但这些干扰是随机的：某一个激励周期内可能存在某一干扰频率，其它激励周期内可能不存在该干扰频率；或者即使存在该干扰频率，但它们的相位会存在差异。图3 随机干扰响应曲线 图4简谐激振稳态响应曲线 当以激励周期为基准时间单位，将N个激励周期时段内所有激励响应进行叠加，则对应简谐激励的稳态响应将放大N倍（见图5），而随机干扰响应因其随机特征，必然得不到相应倍数的放大。因此，这种固定于某一频率的激励方式及特殊的数据处理方式，必将大幅度降低随机干扰影响。另外值得注意的是，以激励周期为基准时间单位进行叠加，不会影响相位，因此完全可以用叠加后的
8、数据来分析相位。图 5 稳态响应叠加后的放大效应 图6 阶梯式扫频方式的激励频率与时间的关系基于上述原理和针对原始动特性试验方法存在的主要问题，开发了新的以阶梯式扫频方式（见图6）为基础的旋转旋翼动特性试验方法：即对应某一激励频率，让其反复简谐激振若干个周期；然后再按预先设定的间隔跳跃到下一频率，在新的频率点上激振同样的周期数；如此类推，直到激励频率达到预定搜索范围的上限。对应每一激励频率响应,都以其激励周期为基准进行叠加（或叠加后平均）处理；然后再对叠加后的数据进行FFT变换。因为激励是简谐激励，则其相应的稳态响应也应是简谐响应，因此只须取FFT变换第一阶的幅值和相位来代表整个简谐激励响应的
9、幅值和相位。将各激励频率的响应连成曲线，就可得到可靠的幅频响应曲线和相频响应曲线（见图710）。 图7 典型泛扫频幅频响应曲线 图8 典型局部扫频幅频响应曲线图9 典型泛扫频相频响应曲线 图10 典型局部扫频相频响应曲线比较图1 2与图7 10，新旋转旋翼动特性试验方法取得了显著的进步，能达到了较理想的效果。依靠这些可靠的幅频响应曲线和相频响应曲线，运用幅频响应分析法、相频响应分析法、排除法、模态分析法及趋势分析法等进行综合分析，相互佐证，可独立（不需参考理论分析值）获得可靠权威的各阶模态频率。此外，新试验方法通过控制扫频步长，能有效控制试验精度；通过在线分析，可灵活控制试验进程以提高试验效率
10、；通过在自动倾斜器特殊位置进行激励，可分别或同时进行不同旋转旋翼整体运动模态动特性试验，获得集合型和周期性挥舞、摆振、扭转低阶模态频率。正因为取得了这些进步，最近几年，该方法几乎已应用于我国所有型号的主旋翼、尾桨或动部件综合系统动特性试验（有些型号动特性试验是特意补做），为验证相关理论分析、检验设计、型号放飞和定型等提供了有力的试验依据，取得了良好的效果。旋转旋翼稳定性试验方法也有一定进展：摒弃了利用动特性试验中获得的幅频响应曲线来测量模态阻尼的方法（由于激励系统不可逾越的问题），形成了基于幅频响应衰减规律进行稳定性试验的共识；并且在模型旋翼上进行过一些探索性的试验。但由于试验方法没有充分考虑
11、随机干扰的影响和精度控制方法，影响了试验结果的可靠度和准确性，满足不了型号试验要求。4 新旋转旋翼动力学综合试验技术发展情况旋转旋翼动力学综合试验技术包含许多方面，既含动特性试验技术，又含稳定性试验技术；此外通过众多的实践研究，逐步认识到无论动特性试验技术还是稳定性试验技术，都远不只是试验方法本身，还包含所有直接影响试验进程和试验结果的相关技术。影响旋转旋翼动力学试验进程和试验结果的因素很多，除基本的试验方法外，试验台架、激振系统、数据采集处理系统、综合数据分析等都对试验有直接的影响。下面将对部分系统的技术发展情况进行简单介绍，其它的详细情况请参阅参考3和参考4。l 试验台架新旋转旋翼动特性试
12、验方法能有效消除随机干扰的影响，但干扰成分不只是随机部分，还有台架各阶模态频率等固定干扰。如果待测频段内试验台架的模态频率很多（见图11，该图只给出了一个方向），可能直接导致动特性试验无法进行。旋转旋翼（主旋翼）动特性试验，一般要求测量挥舞前三阶、摆振前两阶和扭转一阶模态频率，待测频段一般约为235Hz。图12显示10Hz以后的响应数据无效，而3阶挥舞、2阶摆振和1阶扭转模态频率一般处在该频段内，因此无法获得这些模态频率，说明试验不能满足要求。图 11 试验台航向幅频响应曲线（230Hz） 图12桨叶摆振弯矩幅频响应曲线 针对上述问题，近几年系统研究了旋转旋翼动力学试验台设计方法。首先形成了待
13、测频段内试验台模态频率应尽可能少的设计理念。其中最理想的状态是使试验台各方位的模态频率都大于待测频段,这样能根除试验台模态频率对旋翼旋转试验的影响（不只是动力学试验）。通过图1314所示的探索性研究，这种使试验台模态频率大于待测频段的设计理念是完全可行的；工艺制造方面也不会产生大的难题；同时因为新设计的主要区别，是为提高刚度而增加一些受力材料数量（普通钢材），因此经济方面不会增加太多的成本。对于今后高速直升机旋翼和尾桨动力学试验，待测频段范围可能较大（如2080Hz）。遵循这种设计理念尽管难以达到上述理想状态，但能最大限度提高试验台的低阶模态频率；而提高低阶模态频率，就可能使较高阶的模态频率大
14、于待测频段，从而实现达到实际工程条件下内试验台模态频率最少的目标。 其次，根据上述设计理念，形成了旋转旋翼试验台总体形状设计方法和受力材料布置方法。因为模态频率具有方位性，因此试验台的横截面形状应设计成圆形（见图13）；同时应将受力材料均匀布置在台体外廓附近，使横向弯曲刚度最大和各方位相同。这样，试验台各方位同阶次的模态频率必然相同（工程精度范围内），在一定频段内试验台整体模态频率个数必然最少。受力材料布置在外廓附近，将使同样数量材料提供最大的刚度，会最大限度提高试验台侧向模态频率；根据实际工程条件，适当增加受力材料数量，很可能使所有试验台的侧向模态频率都大于待测频段，达到理想状态。试验台垂向
15、刚度及相应的模态频率设计详见参考5，本文不再述。图 13 试验台台架和基础示意图 图14 试验台、基础整体模态变形 最后，从结构联系关系分析，台架与基础（一般为混泥土基础）相连，基础受周围地质环境支撑，因此试验台的模态频率不仅取决于试验台架本身，还取决于基础及基础周围的地质环境。一般地，不同地点的地质环境不同，且难以准确估算它们的支撑刚度；因此将它们作为整体分析设计台架的模态频率，显然是不太可能的。一种适宜的动力学设计理念是：在一定的工程条件和台架模态频率要求下，通过优化设计台架和基础，使地质环境对台架的模态频率基本不产生影响。以一个高3米（不含顶板）、下底外径3米、上底外径2.6米的探索性试验台（见图13）为例，图14给出了满足上述要求的设计方案：钢制台架壁厚4厘米，钢制顶板厚15厘米（作为试验件安装平台）；钢筋加强混泥土基础厚为4米，半径6米。当顶板中央加25吨集中模拟载荷时，台架垂向1阶频率59.548 Hz ，侧向1阶频率为50.488H
