直升機桅桿式穩(wěn)瞄具振動環(huán)境測試分析

胥青青，紀明，趙創(chuàng)社，楊光，王生讓，柯詩劍

（西安應用光學研究所，西安710065）

直升機桅桿式穩(wěn)瞄具振動環(huán)境測試分析

胥青青，紀明，趙創(chuàng)社，楊光，王生讓，柯詩劍

（西安應用光學研究所，西安710065）

對某直升機桅桿式穩(wěn)瞄具振動環(huán)境進行實際測試，設計體積重量與真實穩(wěn)瞄具完全相同的模擬件和測試設備（IMU）。分別進行25 m懸停和160 km/h前飛條件下的測試飛行，測試結果表明25 m懸停狀態(tài)下，振動最??；隨著前飛速度增加，振動加?。粶y試結果還表明振動環(huán)境中不但存在線振動，而且也存在角擾動。測試結果對穩(wěn)瞄具的前期設計和地面試驗提供準確的原始輸入數(shù)據(jù)。

振動與波；桅桿式穩(wěn)瞄具；直升機；慣性測量單元

世界各個軍事強國從上世紀70年代就已開始研制直升機桅桿式穩(wěn)瞄具?；⑹街鄙龣C是由德國和法國聯(lián)合研制，如圖1所示，該機裝有桅桿式旋冀主軸瞄準具，內裝有電視、前視紅外、激光測距等裝置。美國貝爾公司研制的OH-58 D型雙座輕型偵察直升機，如圖2所示，OH-58 D的瞄準具也安裝在桅桿頂上，該瞄準具含有電視攝影機，熱像儀和激光測距/目標照射器,同時具有穩(wěn)定裝置。

與傳統(tǒng)的穩(wěn)瞄具相比，桅桿式穩(wěn)瞄具具有明顯的優(yōu)勢，安裝在整架直升機的最高點，因此能提供非常好的視野，可使直升機躲在隱蔽物后方，伸出瞄準具觀測，這樣大大降低了被對方發(fā)現(xiàn)的幾率，提高了戰(zhàn)時的生存能力。桅桿式穩(wěn)瞄具使載機能夠看得更遠、瞄得更準，從而提高直升機的機動打擊能力和偵察探測能力，進一步實現(xiàn)“先敵發(fā)現(xiàn)、先敵認知、先敵決策、先敵開火、先敵摧毀”[1]。

圖1 德法“虎”式直升機

圖2 美國OH-58D直升機

桅桿式穩(wěn)瞄具在我國研究起步較晚，公開的文獻[2]以直X型機為平臺，研究了桅桿式瞄準具對直升機振動的影響，但是直升機主振頻率、振動量級和譜形由于直升機類型的不同變化很大，即使是同一類直升機，由于振源的位置和強度不同及結構兒何形狀和剛度的不同，變化也很大。所以，應通過實測來獲得詳盡真實的振動數(shù)據(jù)。

本文首先介紹了整體穩(wěn)定的原理，推導了振動傳導和耦合的基本公式，針對直升機桅桿頂部特殊的振動環(huán)境，設計了專用的振動環(huán)境測試設備，最后給出了測試結果。

1 整體穩(wěn)定原理

經(jīng)典整體穩(wěn)定速率穩(wěn)定回路如圖1所示，由圖1可知，影響瞄準線穩(wěn)定的主要因素是擾動力矩Md。由于受到原理限制，整體穩(wěn)定的速率穩(wěn)定回路的帶寬是有限的，通常只能達到20～30 Hz，因而速率穩(wěn)定回路的隔離度只能是一個有限值。對于線性定常系統(tǒng)來說，確定的輸入必然會得到確定的輸出，擾動Md的大小直接決定瞄準線的穩(wěn)定程度。因此，準確知道擾動Md的幅值和頻譜特性，對于速率穩(wěn)定回路的靜態(tài)設計和動態(tài)綜合具有指導意義，同樣能夠保證地面試驗的準確性。

圖1 穩(wěn)定回路模型

2 基座振動影響分析

諸多文獻[3―5]顯示，載機振動是造成穩(wěn)瞄具穩(wěn)定精度下降的主要因素，劇烈的振動直接影響機載光電設備的成像質量。在各種復雜條件下，比如發(fā)動機振動、姿態(tài)調整、載機大機動等，振動量級會顯著增加，振動環(huán)境不但包括線振動，而且也存在較大幅度的角擾動[6，7]。因此，需要對這兩種擾動均進行分析。

典型的整體穩(wěn)定式穩(wěn)瞄具結構簡化框圖如圖2所示。穩(wěn)瞄具光具座安裝在兩軸結構框架上，光學傳感器和速率陀螺均安裝在光具座上，速率陀螺敏感軸和光軸同軸。以光具座的中心為坐標原點建立坐標系O XYZ，X軸和瞄準線同軸，Y為俯仰軸，Z為方位軸，質心在圖2所示m0位置，坐標為(x0,y0,z0)。此時光具座顯然是一個力不平衡系統(tǒng)，假設系統(tǒng)只有x方向線振動時，光具座本身沒有振動，光具座的振動也只是由基座傳給光具座的線振動，設基座受到的振動為。

圖2 結構簡化框圖

x=A cosωt，基座傳給內環(huán)的振動加速度為：ax=Aω2cosωt，光具座所受的力矩為

其中：m為質量，ρ為密度系數(shù)，l為各質量離質心的位置向量。

因為加速度方向為x方向，與lx方向平行，與ly和lz方向均相差90°，并由質心的定義以及矢量運算可得，光具座所受力矩為：

該力矩在方位方向的分量為：axm0z0，在俯仰方向的分量為：axm0y0，該力矩使得光具座的方位與俯仰兩方向均有一定的角加速度，其中：

方位方向的角加速度為

俯仰方向的角加速度為

其中I俯仰為俯仰方向的轉動慣量，I方位為方位方向的轉動慣量。

穩(wěn)瞄具的另外一個主要擾動源是軸系的摩擦力[8]，基座的角擾動主要通過摩擦力傳導到光具座，摩擦是一種復雜的、非線性的、具有不確定性的自然現(xiàn)象。對于穩(wěn)瞄具速率穩(wěn)定回路而言,相對運動的過程中必然存在摩擦，而大部分摩擦力產(chǎn)生于軸承，摩擦力矩的實際特性如圖3所示。在ω=0附近（0＜ω＜ωa）斜率?M/?ω＜0，靜摩擦力矩Mc最大；當ω a＜ω＜ωc時?M/?ω＞0，摩擦力減小；當ω＞ωc時?M/?ω≈0，摩擦力轉變?yōu)榉€(wěn)定的動摩擦。對圖2所示的框架而言，當基座有角振動時，摩擦力直接以擾動力矩的形式作用于光具座，必然會引起瞄準線的抖動。

圖3 摩擦模型

由以上分析可知，基座的線振動和角振動均引起了瞄準線的抖動，對于穩(wěn)瞄具控制系統(tǒng)而言，直接影響系統(tǒng)穩(wěn)定精度。

3 測試裝置

針對載機線振動和角振動的測試要求，所選的測試裝置必須同時具備測量3軸線振動和3軸角振動的能力。因此，選用高精度的IMU作為測試裝置的核心傳感器。IMU可用于測試載體靜止和運動過程中的復雜的三維運動信息，提供載體的三維速度、角速度和線加速度等信息。測試模擬件的設計遵循和真實穩(wěn)瞄具同體積、同重量的原則，測試設備經(jīng)過調整，保證和瞄準線指向一致。測試模擬件通過過度件和直升機桅桿相連，模擬件的安裝零位和機軸保持一致，IMU安裝模擬件內部的安裝關系如圖4所示。過度件一端和載機相連，另外一端坐裝模擬件，過度件高度可以根據(jù)不同應用進行相應的調整。測試設備（IMU）具有相互正交的三個敏感軸，X向為模擬件俯仰軸，Y向為模擬件橫滾軸，Z向為模擬件方位軸。測試設備的控制解算箱安裝在飛機機艙內部，實時記錄飛行過程中的數(shù)據(jù)。

圖4 IMU安裝位置

3.1 測試設備組成

該測試設備由慣性測量單元（IMU）、控制解算箱和數(shù)據(jù)處理軟件三部分組成。IMU包括三軸正交安裝的高精度光纖、石英加速度計和處理電路等?？刂平馑阆浒▽崟r數(shù)據(jù)存儲設備、二次電源。系統(tǒng)處理軟件可以顯示采集的數(shù)據(jù)，并進行統(tǒng)計分析，包括數(shù)據(jù)平均值、和、標準差、最大值、最小值、方差、極差、均方根（RMS）分析計算，也可以實現(xiàn)用FFT對數(shù)據(jù)進行頻譜特性分析等，同時能夠顯示和保存分析結果。測試設備組成圖如圖5所示。

圖5 測試設備組成組成圖

3.2 IMU技術指標

IMU采用三軸加速度計測量載體線加速度，技術指標如表1所示，采用三軸光纖陀螺，用于測量載體的三維角速度，技術指標如表2所示。

4 測試結果

直升機最主要的振源來自旋翼和尾槳系統(tǒng)。這些振源的振動頻率相對較低，可通過機身傳到機體的各個部位，形成獨特的以周期振動為主，并疊加有較低寬帶隨機振動的振動環(huán)境[9―11]。所以直升機振動環(huán)境的特點是在較寬的隨機頻譜上疊加了很大的振動峰值，所以需要對其做頻譜分析，以確定其主要振動頻率點和其幅值。進行了25 m懸停和160 km/ h前飛測試。圖6為載機160 km/h平飛狀態(tài)下方位陀螺測試結果，通過FFT變化后其主要角擾動頻率為6、12和2 4 Hz，擾動幅值分別為0.7、3.8和4.26（°/ s）。圖7為載機160 km/h平飛狀態(tài)下X向線加速度測試結果，其主要線振動頻率也為6、12和24 Hz，振動幅值分別為0.05、0.478和0.539（g）。

表1 加速度計技術指標

表2 光纖陀螺技術指標

圖6 160 Km/h平飛角速度測試結果

圖7 160 km/h平飛線加速度測試結果

圖8載機25 m懸停狀態(tài)下方位陀螺測試結果，主要角擾動頻率為6、12和24 Hz，擾動幅值分別為0.23、0.15和0.28（°/s）。圖9載機25 m懸停狀態(tài)下X向線加速度測試結果，主要角擾動頻率為6、12和24 Hz，擾動幅值分別為0.017、0.034和0.096（g）。

在圖5、6、7、8中，除6、12和24 Hz以外，其他頻率區(qū)間角擾動和線振動的幅值均很小，可理解為隨機振動，所以各種飛行狀態(tài)下的測試數(shù)據(jù)主要振幅均集中在6、12和24 Hz。

對比圖5、6、7、8可知，25 m懸停狀態(tài)下，定頻振動較160 km/h前飛狀態(tài)小近一個數(shù)量級；160 km/h前飛各數(shù)據(jù)明顯增大加大，主要是由于發(fā)動機轉速增加引起；25 m懸停狀態(tài)較前飛狀態(tài)低頻擾動更豐富。

圖8 懸停角速度測試結果

圖9 懸停線加速度測試結果

以上僅對定頻幅值進行了對比，載機的隨機振動也是一個不可忽略的因素，圖10給出了25 m懸停和160 km/h前飛狀態(tài)下X向加計數(shù)據(jù)。由圖可知，受到載機影響，50 Hz以下隨機幅值較大。50～150 Hz之間均小于4 m g。150 Hz以后有所放大。

5 結語

本文通過測試獲得了某直升機桅桿式穩(wěn)瞄具的裝機環(huán)境，為穩(wěn)瞄具的前期設計，靜態(tài)仿真提供了正確的輸入，在后期的地面試驗優(yōu)選最苛刻的試驗條件，使得地面試驗條件與實際裝機工作狀態(tài)一致，保證了地面試驗結果的真實性。

圖10 隨機振動測試結果

[1]紀明，許培忠，徐飛飛.武裝直升機光電系統(tǒng)發(fā)展與對策[J].應用光學，2011.

[2]王荇衛(wèi)，諸德超，孫東紅.桅桿式瞄準具對直升機振動的影響[C].第八屆全國振動理論及應用學術會議論文集.上海，2003.

[3]O’Donnell E.Image steadiness.A critical factor in system performance[J].SPIE,1987,762(5).

[4]舒陶，任宏光，陳祖金.機載光電設備減振機構的振動分析及實現(xiàn)[J].航空兵器，2007.

[5]陳凱，項能全，劉建東.動載光電平臺的振動控制及模態(tài)分析[J].機械工程師，2010.

[6]賈平，張葆.航空光電偵察平臺關鍵技術及其發(fā)展[J].光學精密工程，2003，2.

[7]安源，許暉，金光，等.動載體光電平臺角振動隔振設計[J]，半導體光電，2006.10

[8]張璟玥，紀明，王惠林.機載穩(wěn)瞄控制系統(tǒng)模型及仿真分析[J].應用光學，2006，27(6)：492-497.

[9]孫東紅，郭光海，凌愛民.直升機振動環(huán)境與機載設備振動環(huán)境試驗若干問題的探討[J].航空標準化與質量，2004，4：47-49.

[10]尹春望，童國榮.直升機振動水平控制技術途徑探討[J].直升機技術，2009，04.

[11]程金送，許寧.黑鷹直升機振動水平測試分析[C].第二十屆（2004）全國直升機年會論文，2004，4.

Test and Analysis of Vibration Environment of Helicopter’s Mast Mounted Sight

XU Qing-qing,JI M ing,ZHAO Chuang-she, YANG Guang,WANG Sheng-rang,KE Shi-jian

(Xi’an Institute of Applied Optics,Xi’an 710065,China)

In order to test the vibration environment of helicopter’s mast mounted sight(MMS),the test equipment IMS (inertia measurement unit)and the MMS model which have the same size and weight as the real MMS are designed.Tests of 25 m hovering flight,120 km/h forward flight and 160km/h forward flight for the helicopter are conducted.The results show that vibration of the MMS model is the smallest in 25 m hovering flight state.With the forward speed increasing,the vibration is intensified.There exist both line vibration and angle vibration in the vibration environment of the MMS.The results have supplied the primary input data for prelim inary design and ground test of the MMS.

vibration and wave;mast mounted sight(MMS);helicopter;inertia measurement unit(IMU)

TB52；TJ85

A

10.3969/j.issn.1006-1335.2014.01.013

1006-1355(2014)01-0052-05

2013-04-20

胥青青（1981-），男，陜西省鳳翔縣人，博士研究生，目前從事機載光電穩(wěn)瞄伺服控制系統(tǒng)設計和瞄準線高精度穩(wěn)定技術研究。

E-mail:9001444@QQ.com