一种直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于直升机结构强度飞行试验领域，重点涉及直升机传动链扭振特性飞行 试验。
【背景技术】
[0002] 直升机旋翼（尾桨）/动力/传动系统耦合扭振动力学（简称传动链扭振特性） 设计是直升机动力学设计的一项重要内容，是贯穿于整个型号研制过程的关键技术之一。
[0003] 现代直升机大部分采用了旋翼叶间减摆器和全权数控系统发动机，叶间减摆器使 直升机桨毂结构简单、重量降低、维护方便，全权数控系统发动机有效降低飞行员负担并具 有优良的机动性能，但是带来了动力传动链扭振与发动机全权数控系统耦合动不稳定性问 题，并且由于叶间减摆器对旋翼集合型摆振不提供阻尼，而旋翼的气动阻尼相对是很小的， 因而耦合后系统模态阻尼一般很小，使得传动系统扭振动力学问题更加突出。
[0004]目前国内外对动力传动链耦合扭振动力学研宄主要集中在动力相容性和耦合动 稳定性计算和试验上，针对动力传动链親合扭振响应特别是涉及飞行试验验证的内容相对 较少。当出现动力传动链親合扭振响应时，飞行员能感觉到直升机明显的低频响应，扭矩出 现波动，这种波动导致传动系统部件及支承结构的载荷量值大幅提高，直接影响动力传动 链部件及其支撑结构的寿命，而目前直升机寿命评估中使用的飞行谱是依据任务类型或使 用方法编制，无法涵盖动力传动链扭振特性响应激发时的状态，无法评估其对直升机关键 部件其支撑结构使用寿命的影响。
【发明内容】
[0005] 为了解决上述问题，本发明在科研试飞中提供了一种直升机动力传动链扭振特性 飞行试验验证方法和程序，以评估传动系统扭振特性对直升机各主要受力动部件整个寿命 期的影响，包括测试参数、动力传动链扭振特性状态识别、飞行谱更改等方面。
[0006] 直升机传动系统扭振特性飞行试验验证方法可按以下步骤进行：
[0007] 第一步、根据直升机旋翼/动力/传动系统与发动机控制系统耦合扭振稳定性机 理分析、并确定测试参数。
[0008] 第二步、进行直升机动力传动链特性分析和地面试验，以瞬态激励方式改变旋翼 总距获得扭振主要响应频率；
[0009] 第三步、随机飞行试验，在直升机进行随机试飞时，根据旋翼转速、机体旋翼轴扭 矩、主减机匣应变等测试参数确认动力传动链扭振特性状态；
[0010] 第四步、飞行谱更改，根据动力传动链扭振响应状态识别结果得出每架次该状态 时间，并据此对直升机原飞行谱更改飞行谱；
[0011] 第五步、编制载荷谱；
[0012] 第六步、关键部件安全寿命评估，根据编制的载荷谱，另外结合根据载荷谱完成各 部件全尺寸结构的疲劳特性试验，确定各部件结构的S-N曲线。最后采用安全寿命评定方 法对传动链各部件的疲劳强度进行评估，按Miner损伤原理公式计算结构的累计损伤，得 出各部件寿命。
[0013]优选的是，在所述第一步中，测试参数根据传动链扭振特性和直升机各部件受力 情况确定，对于旋翼轴上的扭矩，由主减内部齿轮传递至主减壳体，最后通过主减防扭架扩 散至主减平台，测试参数包括旋翼转速、总矩操纵、旋翼轴载荷、主减机匣关键点应变测量、 中减机匣关键点应变测量和尾减机匣关键点应变测量。
[0014] 在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中：随机飞行试验采用随机飞行方法， 不单独进行项目试飞。
[0015] 在上述任一方案中优选的是，在所述第三步中：随机飞行试验，动力传动链扭振特 性状态识别，通过地面试验确定动力传动链耦合扭振固有频率，随机飞行试验时当旋翼转 速、机体旋翼轴扭矩和主减机匣应变等同样出现同频率波动时，作为状态识别依据。
[0016] 在上述任一方案中优选的是，在所述第四步中，根据第三步中动力传动链扭振响 应状态识别结果得出每架次该状态时间&，叠加后E&并求传动链响应时间在所有飞行时 间中的比例I，直升机原飞行谱各飞行状态时间比例L按公式IiS= 更改飞 行谱。
[0017] 本发明的有益效果：
[0018] 本发明提供了 一种直升机动力传动扭振特性飞行试验验证方法。包括直升机传动 链扭特性飞行试验测试技术、直升机飞行谱更改，主要部件寿命分析等相关内容。能有效评 估传动链扭振特性响应对直升机飞行安全影响，有利于提高直升机试飞安全性。
[0019] 本发明提供的方法可以结合直升机其他试飞科目进行，不需单独安排试飞架次， 能有效缩短直升机型号研制周期。
【附图说明】
[0020] 图1是按照本发明直升机传动链扭振特性飞行试验验证方法的一优选实施例的 流程图。
[0021] 图2是图1所示实施例的直升机传动链扭振特性机理分析模型。
[0022] 图3是图1所不实施例的地面试验1号发动机扭矩时间历程。
[0023] 图4是图1所示实施例的旋翼转速出现频率3Hz的波动时间历程。
[0024] 图5是图1所示实施例的主减机匣应变测点出现频率3Hz的波动时间历程。
【具体实施方式】
[0025] 某型直升机采用了旋翼叶间减摆器和全权数控系统发动机，下面以该直升机动力 传动链扭振特性飞行试验验证为例，阐述【具体实施方式】，具体包括以下步骤：
[0026] 第一步、根据直升机旋翼/动力/传动系统与发动机控制系统耦合扭振稳定性机 理分析、并确定测试参数。
[0027] 第二步、进行直升机动力传动链特性分析和地面试验，给出扭振稳定性主要模 态；
[0028] 第三步、随机飞行试验，在直升机进行随机试飞时，根据旋翼转速、机体旋翼轴扭 矩、主减机匣应变等测试参数确认动力传动链扭振特性状态；
[0029] 第四步、飞行谱更改，根据动力传动链扭振响应状态识别结果得出每架次该状态 时间，并据此对直升机原飞行谱更改飞行谱；
[0030] 第五步、编制载荷谱；
[0031] 第六步、关键部件安全寿命评估，根据编制的载荷谱，另外结合根据载荷谱完成各 部件全尺寸结构的疲劳特性试验，确定各部件结构的S-N曲线。最后采用安全寿命评定方 法对传动链各部件的疲劳强度进行评估，按Miner损伤原理公式计算结构的累计损伤，得 出各部件寿命。
[0032] 图1是在上述第一步骤中的直升机旋翼与发动机转速控制模型方框图，旋翼（发 动机）转速（NR或NPT)由转速传感器拾取，并与旋翼（发动机）参考转速（NRREF)相比 较，其差值输入全权数控系统，该系统依据转速差经算法计算，发出燃油输出量指令，驱动 发动机燃油控制执行器，从而改变作用在发动机自由涡轮（动力涡轮）上的输出扭矩，再通 过传动系统实现对旋翼转速的控制，使旋翼（及发动机）转速与参考转速偏差最小，达到旋 翼（及发动机）转速恒定的目的。但当传动链固有模态被激起时