CC BY
153
УДК 629.735.45
ИЗМЕРЕНИЕ ВИБРАЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО СВЕРХЛЕГКОГО ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ
В.В. ДУДНИК
Статья представлена доктором технических наук, старшим научным сотрудником Никитиным И.В.
В данной работе представлены измерения собственных частот агрегатов экспериментального вертолета соосной схемы. Выполнены замеры вибрации на висении и в режиме горизонтального полета на скоростях до 100 км/ч. Выработаны рекомендации для снижения виброактивности на борту.
Ключевые слова: вертолет соосной схемы, вибрационные параметры.
Описание объекта измерения и измерительное оборудование
Вибрационные параметры вертолета являются одной из важнейших характеристик вертолета, определяющих его долговечность и комфорт пассажиров и экипажа. В связи с этим для нового соосного экспериментального вертолета был выполнен анализ собственных частот некоторых агрегатов и путей снижения виброактивности на борту.
Экспериментальный вертолет (рис.1) относится к классу сверхлегких летательных аппаратов. Оснащенный двигателем 100 л.с., при взлетной массе менее 500 кг, он способен поднять 230 кг полезной нагрузки. С точки зрения вибрации, вертолет имеет сравнительно небольшие амплитуды. Однако существует неравномерность вибрации на различных элементах.
Рис. 1. Экспериментальный вертолет соосной схемы
Собственные частоты агрегатов записывались на персональный компьютер (ПК) после однократного силового воздействия на агрегат. Акселерометр поочередно устанавливался на каждом агрегате с помощью винтовой пары. Запись каждого измерения выполнялась несколько раз, с целью получения достоверности результатов. Вынужденные колебания измерялись в вертикальном направлении в передней точке крепления главного редуктора к несущей конструкции. Измерения проводились на режиме висения скоростью до 100 км/ч. Однако количество измерений на пропульсивных режимах было недостаточным для получения данных высокой точности.
Измерение производилось с помощью акселерометра ДН4-1. Усиление сигнала, оцифровка с частотой 20 КГц и преобразование Фурье проводились в унитарном модуле. Виброизмери-тельный тракт калибровался и тестировался на вибростенде ВС-М.
Определение собственных частот колебаний элементов вертолета
Вертолет имеет несколько различающихся систем крепления левого и правого полозков шасси, вследствие чего измерения проводились раздельно. Измерения левого полозка шасси проводились в точках крепления его к передней и задней рессоре в горизонтальной плоскости. Разница между частотами собственных колебаний передней и задней рессоры практически отсутствует. Собственная частота колебаний левого полозка шасси равна 15,8 Гц. (рис. 2 а)
Измерения правого полозка шасси проводились также в точках крепления правого полозка к передней и задней рессоре в горизонтальной плоскости. Разница между частотами собственных колебаний передней и задней рессоры также оказалась близка к нулю. Собственная частота колебаний правого полозка шасси оказалась равной 17,7 Гц (рис. 2 б).
Рис. 2. Запись виброускорений левого (а) и правого (б) полозков шасси
Аналогично измерениям шасси измерялись параметры стабилизатора. Измерения на левой законцовке стабилизатора проводились в вертикальной плоскости. На затухающие колебания законцовки накладывалось влияние хвостовой балки (рис. 3 а). Собственная частота колебаний левой законцовки стабилизатора составила 16,8 Гц.
Измерения правой законцовки стабилизатора также проводились в точках крепления его к хвостовой балке в вертикальной плоскости. Аналогично левой на затухающие колебания правой законцовки стабилизатора накладывалось влияние хвостовой балки (рис. 3 б). Собственная частота колебаний правого стабилизатора равнялась 17,7 Гц.
а б
Рис. 3. Запись виброускорений левой (а) и правой (б) законцовок стабилизатора
Измерения собственных частот киля проводились на его законцовке в горизонтальной плоскости. Согласно измерениям собственная частота колебаний киля 10,2 Гц (рис. 4).
Рис. 4. Запись виброускорений киля
Измерения проводились в наиболее удаленной от фюзеляжа точке хвостовой балки в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Собственная частота колебаний хвостовой балки в вертикальной плоскости 5,5 Гц (рис. 5 а) и 5,8 Гц в горизонтальной плоскости (рис. 5 б).
“'а б
Рис. 5. Запись виброускорений хвостовой балки в вертикальной (а) и в горизонтальной плоскости (б)
Сводные параметры собственных частот колебаний измеренных агрегатов вертолета представлены в табл. 1.
Таблица 1
Сводная таблица собственных частот измеренных агрегатов вертолёта
№ п/п Наименование агрегата Частота, Г ц
1.1 Левый полозок шасси 15,8
1.2 Правый полозок шасси 17,7
1.3 Левый стабилизатор 16,8
1.4 Правый стабилизатор 17,7
1.5 Киль 10,2
1.6 Хвостовая балка в вертикальной плоскости 5,5
1.7 Хвостовая балка в горизонтальной плоскости 5,8
Определение величины виброускорения вертолета в полетных условиях
Для измерения вибрации применялся пьезоэлектрический датчик ДН4-1, который устанавливался на поперечном стержне фермы фюзеляжа в районе крепления главного редуктора. Осуществлялась запись среднеквадратичного значения виброускорения с дискретной частотой
0,3 Гц. Записи вибрации и амплитудно - частотных характеристик (АЧХ) на различных режимах полета представлены на рис. 6 - 10.
Анализ распределения амплитудных характеристик по частоте показывает, что основные источники вибрации находятся в полосе частот от 0 до 100Гц. Наблюдается большое количество различных колебательных процессов. Наиболее выраженными являются 4 источника вибрации, действующие на частотах:
7,5 - 7,9 Гц - первая гармоника несущего винта;
15,0-15,8 Гц - вторая гармоника несущего винта;
45-47,5 Гц - шестая гармоника несущего винта;
34,6-36,7 Гц - неизвестный источник, предположительно комбинированная муфта.
На висении наиболее заметны первая гармоника несущего винта (НВ) и вибрация на частоте ~35Гц. В процессе увеличения скорости вертолета начинает доминировать вторая гармоника несущего винта, в то время как первые два источника остаются почти постоянными. Рост второй гармо-
2 2
ники от 1 м/с до 6 м/с обусловлен появлением и увеличением махового движения лопастей. Замеры вибрации на висении выполнялись в двух полетах (рис. 6).
Рис. 6. Запись виброускорений и АЧХ в режиме висения у земли
В первом полете было обнаружено, что уровень вибрации на частоте ~35 Гц является наиболее значительным. Среднее значение вибрации на этой частоте составило 6,47 м/с2. Первая гармоника несущего винта составила 3,60 м/с2. Выполненные после первого полета регулировка установки двигателя и комбинированной муфты, а также изменение установки лопастей НВ для регулировки
путевого управления снизили уровень вибрации на частоте ~35 Гц в 2,16 раза, первую гармонику
22
НВ в 2,25 раза, а общую вибрацию в полосе до 100 Гц с 8,7 м/с до 5,35 м/с , т.е. в 1,62 раза, что свидетельствует о том, что простыми средствами регулировки можно добиться существенного снижения вибрации на борту. Некоторое снижение величины виброускорения на скорости 80 км/ч очевидно обусловлено недостаточностью количества измерений на этой скорости.
Следует отметить, что при увеличении скорости начинает проявляться шестая (проходная) гармоника НВ, при том, что четвертая (проходная) практически не заметна. Можно предположить, что это явление обусловлено взаимодействием фаз колебаний верхнего и нижнего несущих винтов, однако для уточнения этого необходимо проведение дополнительных измерений влияния установки азимутов начальной установки верхнего и нижнего винтов.
В двух измерениях - одном на висении и одном на скорости 60 км/ч наблюдался всплеск низкочастотных колебаний с частотой 2,5-3,5 Гц, достигавший 3,5 м/с2 и 1,5 м/с2 соответственно. Однако повторные измерения не подтвердили присутствия вибрации на данной частоте, что свидетельствует о том, что данные колебания не являются стационарными и вызваны временными динамическими воздействиями. Результаты записей виброускорений на различных скоростях полета представлены на рис. 7 - 10.
Рис. 7. Запись виброускорений и АЧХ в режиме горизонтального полета при скорости V=40 км/ч
Рис. 8. Запись виброускорений и АЧХ в режиме горизонтального полета при скорости V=60 км/ч
Рис. 9. Запись виброускорений и АЧХ в режиме горизонтального полета при скорости V=80 км/ч
Рис. 10. Запись виброускорений и АЧХ в режиме горизонтального полета при скорости V=100 км/ч
Заключение
В результате выполненной работы определены собственные частоты колебаний ряда агрегатов. Выполнены замеры вибрации в двух полетах на висении и в одном полете с горизонтальной скоростью. Суммарные данные среднеквадратичных значений (СКЗ) вибрации для горизонтального полета представлены на рис. 11.
Рис. 11. СКЗ виброускорений, определенных в горизонтальном полете
Установлено, что на режиме висения наиболее сильнодействующими вибрациями являются вибрации с частотой ~35 Гц и первой гармоники несущего винта. При наборе скорости эти вибрации практически не увеличивают амплитуду, однако наиболее активной становится вибрация с частотой второй гармоники НВ. Эта частота, обусловленная маховым движением лопастей, становится основной частотой вибрации.
Установлено, что регулировкой установки лопастей и положения двигателя можно добиться многократного снижения вибрации на наиболее важной на висении первой гармонике несущего винта и частоте ~35 Гц.
Кроме того, при наборе скорости резко проявляется шестая гармоника НВ, при том, что четвертая (проходная) практически не заметна.
Установлено, что собственная частота левого полозка шасси не совпадает с правым, однако практически точно совпадает со второй гармоникой НВ, что недопустимо (рис. 12).
1 ■ о
1 '
1 I
1 I |о|г
§' I
Iі I !!'!
§ і ' I |С=|с І 1
і-' § і '
X | 1 1 1 і! 1 5) 1
1 1 1 1 1 I 1): її „1 і ) 1 1 1 *
1 1 1 Г | і _ Зоны вибронктивпостл
1 1 ] 1 1
0 1 10 20 30 40
Рис. 12. Соотношение собственных частот ряда агрегатов вертолета и частотных полос виброактивности
В соответствии с вышесказанным необходимо предусмотреть ряд рекомендаций.
1. Необходимо принять меры к тому, чтобы изменить частоту собственных колебаний левого полозка шасси и предусмотреть недопущения совпадения частот полозков со второй гармоникой в будущем.
2. Необходимо рассмотреть вопрос о возможности изменения конструкции с целью минимального влияния регулировок силовой установки на появление вибрации на частоте ~35 Гц.
3. Необходимо исследовать вопрос о влиянии регулировок несущего винта на первую гармонику несущего винта с целью получения наименьшего уровня вибрации.
4. Необходимо предусмотреть регламентирование изменения регулировок НВ и силовой установки эксплуатантами таким образом, чтобы не допустить значительного роста вибрации на борту вследствие выполнения таких регулировок.
MEASUREMENTS OF VIBRATION DATA OF EXPERIMENTAL ULTRALIGHT COAXIAL HELICOPTER
Dudnik V.V.
This article shows investigation of own frequency of different parts of experimental coaxial helicopter. Measures of vibration were done during the hover and horizontal flight with airspeed to 100km/h. Recommendations for vibration decreasing were proposed in this article.
Key words: helicopter of coaxial scheme, vibration data.
Сведения об авторе
Дудник Виталий Владимирович, 1969 г.р., окончил ХАИ (1994), кандидат технических наук, начальник сектора организации и сопровождения НИОКР Донского государственного технического университета, автор 40 научных работ, область научных интересов - винтокрылые летательные аппараты, применение сверхлегких воздушных судов для решения различных задач, аэродинамика и динамика полета, методы испытаний.
