基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法_黄林然.pdf

第 55 卷第 2 期2023 年 4 月Vol.55 No.2Apr.2023南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法黄林然1，孙灿飞1,2，赵英梅1，彭德润1，胡斌1，程攀1，莫胜波3（1.航空工业上海航空测控技术研究所，上海 201601；2.故障诊断与健康管理技术航空科技重点实验室，上海 201601；3.航空工业兰州飞行控制有限责任公司，兰州 730070）摘要：旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因，而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法，耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning，IFT）系统，可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入，进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律，由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后，根据相位选择相应拉杆作为调整器，根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略，得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性，结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平，有效提高了旋翼动平衡调整效率。关键词：直升机振动；旋翼平衡实时调整系统；智能变距拉杆；旋翼塔试验中图分类号：TB53 文献标志码：A 文章编号：1005-2615（2023）02-0186-07Real Time Adjustment Method of Rotor Balance Based on Smart Pitch RodHUANG Linran1，SUN Canfei1，2，ZHAO Yingmei1，PENG Derun1，HU Bin1，CHENG Pan1，MO Shengbo3（1.AVIC Shanghai Aero Measurement Controlling Research Institute，Shanghai 201601，China；2.Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Fault Diagnosis and Health Management，Shanghai 201601，China；3.AVIC Lanzhou Flight Control Co.，Ltd.，Lanzhou 730070，China）Abstract:Rotor imbalance is an important cause of helicopter vibration.The traditional rotor balancing adjustment is a periodic maintenance method，which takes a long time and cannot maintain the vibration level after maintenance for a long time.Therefore，an in light tuning（IFT）system based on smart pitch rod is developed，which can control the length of smart pitch rods according to the digital command sent by the computer，realize the variable pitch input of blade，and then complete the rotor dynamic balance adjustment.It is found that the influence of the displacement of the smart pitch rod end on the rotation frequency vibration component is linear.Thus the adjustment coefficient matrix of smart pitch rod is determined.When the rotor unbalance vibration information is obtained，the corresponding rod is selected as the regulator according to the phase，the adjustment strategy is designed according to the relationship between the amplitude projection in the adjustment vector direction，and the displacement required for the tie rod to complete the balance adjustment is obtained.The effectiveness of this method is verified by rotor tower test.The results show that this method can reduce the rotor vibration level in real time during helicopter flight，and improve rotor dynamic balance adjustment efficiency.Key words:helicopter vibration；in flight tuning system；smart pitch rod；rotor tower testDOI：10.16356/j.1005-2615.2023.02.002收稿日期：2022-01-23；修订日期：2022-04-30通信作者：孙灿飞，男，研究员，E-mail：。引用格式：黄林然，孙灿飞，赵英梅，等.基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法 J.南京航空航天大学学报，2023，55（2）：186-192.HUANG Linran，SUN Canfei，ZHAO Yingmei，et al.Real time adjustment method of rotor balance based on smart pitch rod J.Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，2023，55（2）：186-192.第 2 期黄林然，等：基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法由于制造误差、材料老化、机械磨损、桨叶表面光滑度变差、飞行环境变化以及日常维护等原因造成的直升机旋翼质量和锥体不平衡是直升机振动的重要来源，会显著增加飞行员和乘客疲劳感，降低部件可靠性，缩短直升机寿命1。传统对直升机桨叶进行平衡调整主要通过在主桨毂或者桨叶上增加或减少配重块、调整变距杆长度或后缘调整片角度，使不平衡力矩尽量靠近旋翼轴中心线，从而减小振动2-4。这是一种在地面进行的间断性维护方法，可调节时机受限，且旋翼上可用于平衡补偿的位置有限，难以适应空中复杂多变的飞行环境，同时每次维护需要消耗大量燃料，且消耗了发动机等关键有寿件的寿命，造成间接上较大的经济损失5-6。国内外开展了一系列提高旋翼动平衡调整效率和准确性的研究。Branhof 等7-8建立直升机旋翼锥体与动平衡调整的数学模型，针对不同飞行状态给出了最优调整算法。Wang等9针对直升机振动信号非线性、随机性的特点，将桨叶调整参数对机体振动的影响用区间模型表示，设计了自适应旋翼动平衡调整方法。You 等10基于线性回归分析方法建立了动平衡调整参数与机体振动响应的模型，并利用智能优化算法给出最优调整结果。国内高亚东等11-13通过机体振动信号判断旋翼状态并确定旋翼不平衡程度，利用智能模式识别算法实现旋翼不平衡故障的诊断与定位。周秋峰14 以 1振动分量幅值为优化目标，采用粒子群-遗传算法进行了旋翼调平方案优化的研究。上述研究减少了动平衡调整次数，但无法实现实时调整，调整后仍然需要再次开车验证调整效果，无法覆盖直升机使用全周期和全部飞行状态，且调整结果也是局部状态下振动水平的折衷。目前，国外已开展自动旋翼动平衡 系 统 的 相 关 技 术 研 究，并 在 CH-53G 型 和UH-60M型直升机上完成了飞行测试15-17。为了实现旋翼动平衡实时调整，保证直升机在飞行过程中保持较低振动水平，本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning，IFT）系统，可以根据计算机发出的数字指令控制变距杆长度实现桨叶变距输入进而完成旋翼动平衡调整。本文根据试验结果分析了智能变距拉杆移动对旋翼不平衡振动的影响规律，基于此建立动平衡调整算法，试验验证了该算法的有效性。1 IFT系统组成与功能IFT 系统主要由旋翼平衡状态感知单元、数据采集与处理单元、控制单元、集流环、智能变距拉杆以及地面维护终端与维护工具软件等配套设备组成，如图 1 所示，其中旋翼平衡状态感知单元包括转速传感器、振动传感器以及微型光学锥体测量传感器（Universal track device，UTD）。智能变距拉杆是 IFT 系统的调整执行机构，其结构组成如图 2 所示。当直升机桨叶产生不平衡时，IFT 系统通过旋翼平衡状态感知单元监测直升机旋翼锥体的挥舞、摆动以及机体的振动状态，经过高性能数据采集与处理单元进行信号采集与数据处理，通过控制单元对不平衡状态调用实时调整算法，将调整结果通过集流环传递至智能变距拉杆实施动态调整，并通过旋翼平衡状态感知单元实时监测调整后的旋翼动平衡情况，实现闭环控制。2 拉杆移动对动平衡影响分析旋翼不平衡振动在转速频率分量（1）上体现的最为明显，为了探究智能拉杆的移动对旋翼1振动的影响规律，在旋翼试验塔搭建了一套旋翼试验系统，如图3所示。该旋翼试验系统参数如表1所示。该试验系统共有 5 片桨叶，按顺序标为 15号，其中 1 号为基准桨叶，不安装智能变距拉杆。图 1 IFT系统结构组成图Fig.1 Structure composition diagram of IFT system图 2 智能变距拉杆结构组成Fig.2 Structure composition diagram of smart pitch rods187第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报将所有拉杆置于零位，通过添加配重块的形式使旋翼产生初始不平衡，通过旋翼平衡状态感知单元检测出转频 1 分量信号为x1=A1cos(2f+p1)，其中 A1为振动幅值，f为转速频率，p1为初相位。将每一根拉杆分别按0.2、0.4、0.6 mm 的行程移动，得到 1 信号为x2=A2cos(2f+p2)，这样通过x2-x1=A cos(2f+P)就 可 以 得 到 拉杆移动对旋翼 1 振幅及相位的影响，其中A=()A1cos p1-A2cos p22+()A2sin p2-A1sin p12，P=arctan(A1cos p1-A2cos p2A2sin p2-A1sin p1)。将 每 一 组（A，P）绘制在极坐标图中，如图 4所示。图 4所示的试验结果是在旋翼总距 6、周期变距 0的情况下得到的。可以看出，随着拉杆行程距离 s的增加，A也同步增大，且A与 s成近似比例关系。在相位关系上，单个拉杆在同方向移动时，P基本保持不变，当同一拉杆往反方向移动时，相位相差 180。本文在旋翼总距 7、8，且每种总距下周期变距 1、2各进行了相同的试验，试验结果与上述分析结果相同。这说明拉杆对旋翼 1振动的影响基本呈现线性规律，基于此，本文