唐虎生，黃安

中國直升機設(shè)計研究所

無人直升機槳葉的加工誤差和氣動干擾會引起較大振動響應(yīng)，剛性共軸雙旋翼無人直升機氣動載荷復(fù)雜，振動響應(yīng)大，其動平衡調(diào)整是一項十分重要的工作。本文參考常規(guī)構(gòu)型動平衡調(diào)整方法，對剛性共軸雙旋翼無人直升機動平衡調(diào)整進行研究，根據(jù)雙旋翼氣動特性，采用試重法，簡化雙旋翼配重加載方式，可在地面簡便快捷地調(diào)整旋翼動平衡。

無人直升機旋翼系統(tǒng)是升力的來源，也是無人直升機振動的主要來源之一，無人直升機特殊的飛行模式雖具有優(yōu)良飛行性能，但也一直被振動問題困擾。降低無人直升機振動并提高其飛行品質(zhì)，是新型無人直升機研制的重難點。由于加工誤差和氣動干擾，旋翼系統(tǒng)工作時，各槳葉離心力和氣動載荷力不相等因素會使旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生較大振動。剛性共軸雙旋翼由相反旋轉(zhuǎn)的上、下兩副剛性旋翼構(gòu)成，具有體積小，結(jié)構(gòu)緊湊，翼面載荷小，且無人直升機能以較高的速度前行等優(yōu)點。但剛性共軸雙旋翼無人直升機的上下旋翼之間、旋翼與機體之間產(chǎn)生的嚴重氣動干擾，與常規(guī)構(gòu)型無人直升機截然不同，剛性共軸雙旋翼轉(zhuǎn)速快，氣動載荷復(fù)雜，旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的振動載荷更大，更需要對旋翼系統(tǒng)進行動平衡調(diào)整。本文參考常規(guī)構(gòu)型無人直升機動平衡調(diào)整方法，對剛性共軸雙旋翼動平衡調(diào)整進行研究。

無人直升機主要通過槳距調(diào)節(jié)升力和飛行速度，旋翼的旋轉(zhuǎn)速率是定值，每片槳葉的氣動載荷是一個相位不同、周期相同的周期函數(shù)，各槳葉的載荷在槳轂疊加后引起的振動頻率是定值。旋翼動平衡調(diào)整目標是，將旋翼系統(tǒng)傳到機身結(jié)構(gòu)上的NΩ交變載荷抵消掉（N為槳葉片數(shù)，Ω代表額定旋翼轉(zhuǎn)速），使無人直升機三個方向的1Ω振動降到設(shè)計要求水平。

無人直升機槳葉調(diào)整參數(shù)與機體振動值是線性映射關(guān)系，基于此原理其他研究人員提出基于階次跟蹤、基于GRNN神經(jīng)網(wǎng)格模型方法、追蹤最優(yōu)化網(wǎng)格方法，對無人直升機旋翼動平衡進行調(diào)整。但這些方法需要已知數(shù)據(jù)構(gòu)建數(shù)學(xué)模型，不適用新型無人直升機研制中的地面聯(lián)合試驗。共軸雙旋翼系統(tǒng)的振動大且調(diào)平復(fù)雜，本文基于剛性共軸雙旋翼無人直升機地面動平衡調(diào)整工程實踐，提出一種系統(tǒng)且全面的雙旋翼動平衡調(diào)整方法。

旋翼動平衡調(diào)整方法

旋翼動平衡調(diào)整的核心是通過改變槳葉參數(shù)，彌補槳葉加工誤差，使旋翼系統(tǒng)工作狀態(tài)重新得到平衡，或通過產(chǎn)生一個與原有振動方向相反、振動值大小相同的振動，以抵消一部分原有的振動。目前主要通過調(diào)整槳葉離心力或氣動力來調(diào)整。

槳葉離心力調(diào)整主要是在槳葉根部增加或減少配重，重新調(diào)整槳葉的質(zhì)量分布，使槳葉質(zhì)量分布變化引起的振動來抵消原先的振動。

槳葉氣動力調(diào)整主要是調(diào)節(jié)變距拉桿和槳葉后緣調(diào)整片，變距拉桿可以改變槳葉的槳距，槳距變化直接影響槳葉的升力，改變槳距對槳葉的氣動載荷影響最大，是旋翼動平衡調(diào)整方法中能發(fā)揮最大調(diào)節(jié)作用的方式；改變槳葉氣動力還可以通過調(diào)整槳葉后緣片的彎曲來改變槳葉局部氣動特性，改變槳葉氣動力會使旋翼系統(tǒng)的升力函數(shù)發(fā)生改變，在新型無人直升機研制試驗時，可能導(dǎo)致后續(xù)旋翼升力數(shù)據(jù)的偏差。

剛性共軸雙旋翼由上下旋轉(zhuǎn)方向相反的兩組旋翼系統(tǒng)組成，兩組旋翼產(chǎn)生的不平衡扭矩可以互相抵消，如采用改變氣動力來調(diào)整旋翼系統(tǒng)的動平衡，共軸剛性雙旋翼需要同時改變兩組相對應(yīng)的槳葉氣動載荷，找出兩組相對應(yīng)旋翼的工作復(fù)雜性，不適用試驗現(xiàn)場。改變槳葉質(zhì)量分布調(diào)整剛性共軸雙旋翼系統(tǒng)的動平衡最合適，本次剛性共軸雙旋翼的動平衡調(diào)整選用試重法。試重法可在無任何初始數(shù)據(jù)條件下，利用矢量相加的方法，對一次初始無配重下振動數(shù)據(jù)和一次試配重后的振動數(shù)據(jù)進行分析，得出滿足旋翼動平衡要求的下一次加載重量及加載點。

動平衡檢查

旋翼動平衡測量調(diào)整是在額定轉(zhuǎn)速狀態(tài)下進行，為降低動平衡調(diào)整對其他系統(tǒng)壽命的影響，加快試驗現(xiàn)場工作進度，有效提出旋翼系統(tǒng)調(diào)整的建議，減少動平衡調(diào)整開車次數(shù)，需要旋翼系統(tǒng)振動響應(yīng)值數(shù)據(jù)作為依據(jù)，因此需要對旋翼系統(tǒng)的動平衡振動響應(yīng)進行快速檢查。

動平衡設(shè)備

動平衡檢查設(shè)備為XZD-5旋翼錐體與動平儀，該型動平衡儀可以測得動平衡的幅值和相位，廣泛應(yīng)用于各機型地面、空中旋翼系統(tǒng)的動平衡調(diào)整。

XZD-5旋翼錐體與動平儀由主機、手持儀、振動傳感器、光電轉(zhuǎn)速傳感器、線纜和反光紙等組成。

動平衡設(shè)備安裝

將振動傳感器安裝在主減速器上，位置靠近旋翼軸，方向為Y方向；光電傳感器安裝在機身上，方向垂直于旋翼面，在光電傳感器正上方的下旋翼黃色基準槳葉下表面，貼上反光紙。光電傳感器是一個旋翼實際轉(zhuǎn)速采集傳感器，光電傳感器向槳葉的反光紙發(fā)送脈沖信號，反光紙每經(jīng)過一次光電傳感器，光電傳感器將接受一次信號，即可得知旋翼轉(zhuǎn)速。

動平衡調(diào)整步驟

在調(diào)試現(xiàn)場，采用試重法可以快速粗略地將旋翼系統(tǒng)的振動響應(yīng)調(diào)至滿足設(shè)計要求，該型剛性共軸雙旋翼要求Y方向振動值小于0.2IPS，進行動平衡檢查與計算，可以忽略影響較小的參數(shù)，忽略槳葉厚度，將槳葉視為一個無厚度的平面，并做出兩種假設(shè)：第一，在同一槳葉上加載配重，改變的動平衡幅值與質(zhì)量成正比，相位不變；第二、在各槳葉加載相同質(zhì)量，改變的動平衡振動響應(yīng)幅值均相同。無人直升機旋翼系統(tǒng)動平衡地面現(xiàn)場調(diào)試步驟如下。

第一，測量無配重當前狀態(tài)下動平衡幅值和相位，并在預(yù)先備好的動平衡調(diào)整圖即圖1中繪出該動平衡狀態(tài)點；

圖1 動平衡調(diào)整圖，圖上的數(shù)字為時間。

第二，試配重。選擇一個基準槳葉，在槳葉根部加載一個試配重塊，測量動平衡值，并在動平衡圖中繪出其狀態(tài)點；

第三，連接兩狀態(tài)點，其連線矢量方向即是基準槳葉方向，旋轉(zhuǎn)槳葉，將其與該矢量方向平行，得到各槳葉與坐標軸的相對位置，繪出各槳葉加載坐標圖，該坐標圖即為初步動平衡圖；

第四，根據(jù)平衡振動矢量和坐標軸的相對角度關(guān)系，找到合適加載支臂。具體配重質(zhì)量根據(jù)質(zhì)量與振動幅值的比例關(guān)系計算確定，如一次不成功，根據(jù)最新數(shù)據(jù)進一步修正，直到使動平衡向圓心靠近，到達設(shè)計要求。

圖2 動平衡調(diào)整流程圖。

剛性共軸雙旋翼動平衡調(diào)整

本次剛性共軸雙旋翼動平衡調(diào)整選擇在剛性共軸雙旋翼無人直升機地面聯(lián)合試驗臺上進行，剛性共軸雙旋翼無人直升機旋翼圖，如圖3所示，上下旋翼槳葉標定及旋轉(zhuǎn)方向如圖4、5。設(shè)計任務(wù)要求旋翼系統(tǒng)動平衡振動響應(yīng)值在Y方向上為IPS＜0.2。

圖3 剛性共軸雙旋翼示意圖。

圖4 下旋翼槳葉示意圖。

調(diào)整前準備

圖5 上旋翼槳葉示意圖。

在槳葉翼跟下方的機身支架上安裝振動傳感器，用于測量旋翼系統(tǒng)1Ω水平方向即Y方向的振動值，該傳感器的安裝位置嚴格垂直于旋翼旋轉(zhuǎn)平面。在黃色基準槳葉翼跟的下表面安裝反光片，在機身預(yù)留傳感器支架上安裝帶支座的光電傳感器，光電傳感器射出的光束指向反光片，振動傳感器和光電傳感器通過數(shù)據(jù)線與遠處的動平衡分析儀相連接，以上裝置可測量出旋翼轉(zhuǎn)速及該轉(zhuǎn)速下的動平衡振動值及相位。調(diào)整前需要對光電傳感器和動平衡分析儀進行校準與狀態(tài)確認。

動平衡調(diào)整

動平衡調(diào)整開始，旋翼系統(tǒng)首次地面開車檢查，初始動平衡振幅為0.3IPS＠9:00，即為動平衡圖上的A點，不滿足動平衡振動幅值小于0.2IPS的設(shè)計要求。剛性共軸雙旋翼無人機直升機的最大振動源來自上旋翼振動，為減少動平衡調(diào)整影響參數(shù)，本次動平衡調(diào)整只在上旋翼加配重。選擇在上旋翼黃色槳葉試加321.9g配重，開車后檢查結(jié)果為0.75IPS＠8:08，見圖6中的B點方向代表黃色槳葉加載方向，將旋翼系統(tǒng)順時針旋轉(zhuǎn)，黃色槳葉與平行，動平衡圖中旋轉(zhuǎn)后的槳葉t與坐標軸相對位置如圖6所示。|AB|線段長度代表試重后振動變化的幅值，約為35.83mm，對應(yīng)質(zhì)量為321.9g。由動平衡圖的結(jié)果分析可知，如果要實現(xiàn)旋翼系統(tǒng)振動值小于0.2IPS的動平衡調(diào)整目標，需要將黃槳試配重去掉，再根據(jù)前兩次動平衡結(jié)果計算出配重加載重量及加載點。如圖6所示，

圖6 動平衡調(diào)整結(jié)果圖。

計算得出，

要想將動平衡點落在O點，需要在上旋翼紅槳上加載113.3g，黑槳上加載140.3g，在無人直升機旋翼系統(tǒng)動平衡調(diào)整時，盡量只在一片槳葉上增加配重或在兩片槳葉上增加相同重量的配重，便于在調(diào)整現(xiàn)場快速利用動平衡圖簡單計算出配重與振動數(shù)值變化的對應(yīng)關(guān)系，并方便判斷矢量圖的方向，受限于調(diào)整現(xiàn)場單個配重片質(zhì)量，因此在紅槳及黑槳各加152.3g的配重。加載后，實測動平衡值為0.05IPS＠11:56，滿足振動值小于0.2IPS的設(shè)計要求，剛性共軸雙旋翼無人直升機動平衡調(diào)整完成。

總結(jié)

剛性共軸雙旋翼無人直升機氣動載荷復(fù)雜，振動響應(yīng)大，其動平衡調(diào)整是一項十分重要的工作。本文參考常規(guī)構(gòu)型動平衡調(diào)整方法，對剛性共軸雙旋翼無人直升機動平衡調(diào)整進行探索研究，根據(jù)雙旋翼氣動特性，簡化雙旋翼配重加載方式，調(diào)整結(jié)果滿足設(shè)計要求。

調(diào)整結(jié)果顯示，剛性共軸雙旋翼無人直升機的動平衡調(diào)整原理與常規(guī)構(gòu)型類似，采用試重法，通過現(xiàn)場簡單工具計算，在極少的開車次數(shù)下即可將動平衡振動響應(yīng)值調(diào)整至設(shè)計要求，具有準確性、快速性及良好的通用性。

該方法可以適用于其他相似構(gòu)型的無人直升機動平衡調(diào)整。雖剛性共軸雙旋翼無人直升機動平衡調(diào)整影響因素眾多，但只需對影響最大的參數(shù)進行調(diào)整，即可滿足動平衡設(shè)計要求。動平衡調(diào)整原理簡單，但計算復(fù)雜，如果將其數(shù)學(xué)模型簡化，內(nèi)置于動平衡分析儀中，可以利用動平衡分析儀存儲數(shù)據(jù)，自動計算下一次動平衡試驗所需加載配重重量值及加載點，簡化動平衡調(diào)整對工作人員的要求，降低用戶維護難度，應(yīng)用于無人直升機大規(guī)模應(yīng)用場景的維護。