光纖測(cè)扭角在直升機(jī)尾傳軸扭振識(shí)別中的應(yīng)用

文/姚智 吳志剛 湯永 葉德超

1 引言

直升機(jī)尾槳、傳動(dòng)軸、發(fā)動(dòng)機(jī)等動(dòng)部件之間的耦合扭振特性，是直升機(jī)關(guān)鍵的動(dòng)力學(xué)性能之一，不僅關(guān)系到直升機(jī)飛行的安全和關(guān)鍵動(dòng)部件的載荷、振動(dòng)水平及疲勞壽命，還可作為發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的直接依據(jù)，在直升機(jī)研制過程中必須準(zhǔn)確識(shí)別。

研究應(yīng)用一種具有：

（1）測(cè)試改裝方便；

（2）無需動(dòng)平衡及整流（自身荷重及體積不影響被測(cè)件機(jī)械和空氣動(dòng)力學(xué)特性）；

（3）抗電磁干擾能力強(qiáng)；

（4）能夠在高轉(zhuǎn)速狀態(tài)下高精度實(shí)時(shí)測(cè)量；

（5）適應(yīng)長(zhǎng)期監(jiān)測(cè)（日常維護(hù)量?。﹥?yōu)點(diǎn)的扭振識(shí)別技術(shù)顯得尤為必要。

因此，本文即通過旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)驗(yàn)證光纖扭轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)對(duì)直升機(jī)尾傳動(dòng)軸參數(shù)測(cè)量的數(shù)據(jù)結(jié)果，推斷該測(cè)量方法對(duì)旋轉(zhuǎn)動(dòng)部件扭振的識(shí)別能力。

2 理論綜述

2.1 扭振識(shí)別依據(jù)

當(dāng)旋轉(zhuǎn)軸的驅(qū)動(dòng)扭矩（動(dòng)力矩）和載荷扭矩（負(fù)荷反力矩）都穩(wěn)定且相平衡時(shí)，該軸將以一定的角速度勻速旋轉(zhuǎn)、平穩(wěn)工作。此時(shí)，旋轉(zhuǎn)軸在穩(wěn)定扭矩的作用下保持形變量不變，沿軸向分布有某一固定的扭轉(zhuǎn)角。

圖1可視為旋轉(zhuǎn)傳動(dòng)軸的某一穩(wěn)定扭轉(zhuǎn)狀態(tài)。其中，A、B兩點(diǎn)分別是傳動(dòng)軸兩端激光傳感器對(duì)應(yīng)的測(cè)量點(diǎn)，相距為L(zhǎng)。由于扭矩M的作用，該軸段發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形使得B點(diǎn)相對(duì)A移動(dòng)到B1位置。設(shè)扭轉(zhuǎn)角為φ，則：

即：

其中，J為被測(cè)軸截面的極慣性矩，G為軸剪切彈性模量。JG即為扭轉(zhuǎn)剛度，記為k（構(gòu)件的固有參數(shù)，可由專門設(shè)備測(cè)試標(biāo)定）。

由（1）式可知：扭轉(zhuǎn)角φ與扭矩M呈正比。當(dāng)被測(cè)旋轉(zhuǎn)軸受到變化扭矩的激勵(lì)時(shí)，原軸系平衡被破壞，此時(shí)可能發(fā)生扭振（同時(shí)，扭轉(zhuǎn)角開始相應(yīng)地動(dòng)態(tài)變化）。因此，可通過監(jiān)測(cè)旋轉(zhuǎn)傳動(dòng)軸扭轉(zhuǎn)角的變化情況達(dá)到扭振識(shí)別的目的。

2.2 扭轉(zhuǎn)角測(cè)量原理

當(dāng)光纖傳感器透鏡準(zhǔn)直探頭發(fā)射出的激光劃過編碼器某個(gè)條紋時(shí)，采集卡就會(huì)接收到一個(gè)經(jīng)由光纖返回的條紋（對(duì)應(yīng)電平）信號(hào)。那么，隨著被測(cè)軸高速旋轉(zhuǎn)，采集卡即相應(yīng)地接收到一組由一系列高低電平組成的編碼脈沖時(shí)序序列。試驗(yàn)測(cè)量時(shí)（見圖2及附屬文字說明），使用數(shù)采設(shè)備對(duì)兩路條紋編碼、一路同步轉(zhuǎn)速，共計(jì)三路光纖傳感器返回的高速脈沖信號(hào)分別計(jì)數(shù)，并記錄存儲(chǔ)各自電平對(duì)應(yīng)的交替時(shí)刻。各組脈沖信號(hào)的時(shí)序如圖2所示。

將兩組條紋編碼脈沖序列分別記為：{t1(i)}，{t2(i)}，其中：i指條紋編碼序號(hào)（可根據(jù)同步轉(zhuǎn)速脈沖時(shí)間區(qū)分及輔助編號(hào)）。通過計(jì)算由被測(cè)軸扭轉(zhuǎn)造成的兩組脈沖信號(hào)時(shí)間差{?T(i)=t1(i)-t2(i)}，代入下式即可計(jì)算出相對(duì)扭轉(zhuǎn)角數(shù)值：

ωi指激光劃過第i號(hào)編碼條紋時(shí)，被測(cè)軸的瞬時(shí)角速度。其計(jì)算方法是：

上式中，αi0指第i號(hào)編碼與第i+1號(hào)編碼對(duì)應(yīng)的夾角（編碼條紋是按高精度要求制作，借助圓周360°自然基準(zhǔn)，同時(shí)對(duì)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算校正，理論上可完全消除{αi0}的誤差）。

實(shí)際計(jì)算角速度ωi時(shí)，也可取兩組編碼器數(shù)據(jù)的均值或多圈數(shù)據(jù)擬合后的角速度值進(jìn)行比對(duì)估算，最終提高瞬時(shí)角速度的精確度。

2.3 小結(jié)

圖1：旋轉(zhuǎn)軸扭轉(zhuǎn)變形

圖2：脈沖時(shí)序圖

圖3：傳感器及編碼器布置示意圖

圖4：測(cè)試系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖

綜上，依據(jù)Mi=kφi/L，即可通過扭轉(zhuǎn)角的測(cè)量計(jì)算出旋轉(zhuǎn)傳動(dòng)軸實(shí)時(shí)承載的扭矩（常扭矩或動(dòng)扭矩）。由于Mi與φi呈正向線性關(guān)系，所以對(duì)扭轉(zhuǎn)角序列進(jìn)行頻譜分析，等同于對(duì)扭矩序列進(jìn)行頻譜分析，同樣可分析出扭振頻率和階次信息。此時(shí)，直升機(jī)尾傳動(dòng)軸的扭振識(shí)別問題就等同于扭轉(zhuǎn)角的測(cè)量問題，關(guān)鍵在于準(zhǔn)確采集到同步轉(zhuǎn)速及條紋編碼脈沖的時(shí)序數(shù)據(jù)。

3 實(shí)證研究

圖5：光纖傳感器實(shí)物圖

圖6：信號(hào)處理卡及主機(jī)實(shí)物圖

圖7：采集模塊實(shí)物圖

圖8：數(shù)采軟件截圖

圖9：編碼器條紋展開圖

3.1 測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

圖10：尾槳距激勵(lì)示意圖

圖11：扭轉(zhuǎn)角變化曲線

如圖3，在直升機(jī)尾傳待測(cè)水平旋轉(zhuǎn)軸的兩端（相距約1m）粘貼或噴涂一對(duì)等間隔明暗相間的黑白條紋色標(biāo)帶（即：條紋編碼器），在右側(cè)條紋色標(biāo)帶一側(cè)3（圖示位置）粘貼或噴涂相應(yīng)單條紋色標(biāo)帶（用于反饋同步轉(zhuǎn)速脈沖）。此外，在待測(cè)軸的徑向色標(biāo)帶垂直上方，從左至右依次安裝非接觸式的兩組收發(fā)條紋編碼脈沖的光纖傳感器（傳感器探頭距條紋15mm）和一組收發(fā)同步轉(zhuǎn)速脈沖的光纖傳感器（傳感器探頭距同步轉(zhuǎn)速色標(biāo)帶15mm）。

參照前文圖2及（2）、（3）式，在測(cè)量扭轉(zhuǎn)角時(shí)，以同步轉(zhuǎn)速信號(hào)為基準(zhǔn)，上升沿來臨時(shí)刻為零點(diǎn)，通過數(shù)采設(shè)備準(zhǔn)確獲取三組光纖傳感器返回對(duì)應(yīng)編碼器的脈沖時(shí)序和同步轉(zhuǎn)速脈沖時(shí)序，經(jīng)數(shù)采軟、硬件實(shí)時(shí)計(jì)算獲取扭轉(zhuǎn)角數(shù)值。試驗(yàn)時(shí)，使用實(shí)時(shí)頻譜圖對(duì)扭轉(zhuǎn)角變化幅度和對(duì)應(yīng)頻率進(jìn)行監(jiān)控，以實(shí)現(xiàn)對(duì)待測(cè)旋轉(zhuǎn)軸扭振頻譜的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)。

測(cè)試系統(tǒng)由兩大部分組成，即：

（1）數(shù)據(jù)采集及預(yù)處理部分；

（2）數(shù)據(jù)顯示、存儲(chǔ)和分析部分。其結(jié)構(gòu)示意圖如圖4。

3.2 測(cè)試設(shè)備簡(jiǎn)介

（1）為提高測(cè)量精度，傳感器探頭處特別采用透鏡準(zhǔn)直結(jié)構(gòu)。因全機(jī)試驗(yàn)臺(tái)距測(cè)控間較遠(yuǎn)，傳感器配屬光纖長(zhǎng)約為35米。如圖5。

（2）信號(hào)處理電路部分設(shè)計(jì)成可插拔式板卡形式。使用時(shí)，組合安裝于多通道非接觸式測(cè)振系統(tǒng)主機(jī)中，具有較好的便攜及拓展性。如圖6所示。

（3）采集模塊采用PCI接口，圖7所示采集卡可直接安裝于多通道非接觸式測(cè)振系統(tǒng)主機(jī)中，通過數(shù)據(jù)線與上位機(jī)連接傳輸試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

（4）數(shù)采軟件在“旋轉(zhuǎn)葉片振動(dòng)信號(hào)檢測(cè)和分析”軟件 (BVMS)的基礎(chǔ)上增添了實(shí)時(shí)扭振頻譜分析和離線數(shù)據(jù)處理模塊，可滿足試驗(yàn)時(shí)FFT實(shí)時(shí)分析和試驗(yàn)后數(shù)據(jù)導(dǎo)出作二次處理的需求。如圖8所示。

3.3 編碼器設(shè)計(jì)

高精度編碼條紋采用了黑白色彩打印。材質(zhì)為3M反射膜材料，具有類似發(fā)射棱鏡的效果，能夠使更多的光能原路返回至接收光纖，從而提高接收效率。

在綜合考量光斑直徑（距探頭15mm時(shí)，光斑直徑約2-3mm）和估算條紋旋轉(zhuǎn)位移(由被測(cè)軸長(zhǎng)和最大扭轉(zhuǎn)角估算得1-1.3mm)后，最終設(shè)計(jì)的條紋高度10mm，寬度約7mm，數(shù)目為20個(gè)。如圖9所示。

3.4 測(cè)試精度分析

如（4）式，依據(jù)扭轉(zhuǎn)角與傳遞功率、被測(cè)段長(zhǎng)度、轉(zhuǎn)速及扭轉(zhuǎn)剛度的關(guān)系，計(jì)算得出最大扭矩對(duì)應(yīng)的扭轉(zhuǎn)角φ應(yīng)小于2°。

那么，按照工程上的要求：滿量程測(cè)量精度優(yōu)于1%，扭矩分辨率優(yōu)于0.1%。則需保證測(cè)角精度達(dá)到0.02°，測(cè)角分辨率達(dá)到0.002°。

因此，本試驗(yàn)采用的測(cè)試系統(tǒng)為適應(yīng)微小動(dòng)態(tài)扭矩測(cè)量，盡可能地提高測(cè)量精度，特別采用了透鏡準(zhǔn)直、雙沿定時(shí)、數(shù)據(jù)平滑等技術(shù)，且其定時(shí)基準(zhǔn)已達(dá)到96MHz，對(duì)應(yīng)定時(shí)分辨率為10.42ns。按轉(zhuǎn)速5000rpm（周期12ms）計(jì)算，理論測(cè)角分辨率小于0.0004°，測(cè)角精度優(yōu)于0.004°（10倍于分辨率，如果充分考慮傳感器工作距離、氣候環(huán)境等外界條件可能造成的影響，按保守值50倍計(jì)算，也能保證測(cè)角精度達(dá)到量程的1%），達(dá)到滿量程的0.2%，即扭矩測(cè)量精度達(dá)到1.4Nm，扭矩分辨率0.14Nm。因此，基于光纖式定時(shí)方法的扭轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)具備足夠的分辨率與精度。

扭振識(shí)別試驗(yàn)時(shí)，假設(shè)當(dāng)尾槳轉(zhuǎn)速僅為600rpm（某一遠(yuǎn)小于試驗(yàn)機(jī)地慢轉(zhuǎn)速值，按該型直升機(jī)實(shí)際減速比計(jì)算輸入軸轉(zhuǎn)速）時(shí)，扭振頻率識(shí)別范圍也遠(yuǎn)大于已知的一階扭振頻率值（按編碼條紋20個(gè)計(jì)算）。此時(shí)，可采用相關(guān)算法處理過采樣的數(shù)據(jù)以提高測(cè)量精度或抑制噪聲，測(cè)量精度優(yōu)于0.1Hz。

3.5 試驗(yàn)設(shè)計(jì)及結(jié)果

試驗(yàn)時(shí)，本應(yīng)以周期激勵(lì)方式改變尾槳距，產(chǎn)生扭振激勵(lì)載荷，激起尾槳/傳動(dòng)系統(tǒng)扭振低階模態(tài)振動(dòng)。通過測(cè)量各激勵(lì)頻率下，尾傳動(dòng)軸扭矩參數(shù)在激勵(lì)停止后的衰減信號(hào)，分析尾傳動(dòng)軸低階扭振固有頻率。

激勵(lì)形式如圖10所示，在尾槳距θ0上下以單峰值1°或更大值進(jìn)行尾槳距周期激勵(lì)（激勵(lì)頻率為ω），激勵(lì)周期至少3個(gè)。激勵(lì)結(jié)束后將尾槳距保持在θ0位置，測(cè)量并監(jiān)控從尾槳距開始改變到一段足夠長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)的尾傳動(dòng)軸扭矩等參數(shù)的變化歷程。

在試驗(yàn)過程中，如果激勵(lì)幅值、頻率、周期難以激起扭振響應(yīng)時(shí)，為達(dá)到更好的試驗(yàn)效果，在保證安全的前提下，可現(xiàn)場(chǎng)適當(dāng)增加激勵(lì)幅值和周期數(shù)或適當(dāng)調(diào)整激勵(lì)頻率和尾槳距θ0。

然而，鑒于該測(cè)量方式并未在直升機(jī)傳動(dòng)軸扭振測(cè)量實(shí)踐中得到可靠證實(shí)，為確保試驗(yàn)機(jī)安全，本次試驗(yàn)僅驗(yàn)證扭轉(zhuǎn)角測(cè)量方法是否可行，為下一步的扭振試驗(yàn)做準(zhǔn)備。具體方案是：使用光纖扭轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)升降速過程中扭矩的明顯變化和空慢狀態(tài)下尾槳距激勵(lì)（通過操縱系統(tǒng)控制尾槳轂和軸承實(shí)現(xiàn)）導(dǎo)致的扭矩變化而引起的尾傳動(dòng)軸扭轉(zhuǎn)角的明顯波動(dòng)進(jìn)行測(cè)量，如果能測(cè)量到扭轉(zhuǎn)角的正確變化，則證明這一測(cè)量方式可行。

此次試驗(yàn)的升降速過程包括從開車到地慢，地慢到空慢以及從空慢回到地慢和從地慢到停車的轉(zhuǎn)速升降過程。空慢穩(wěn)定狀態(tài)下的激勵(lì)某一小角度幅值、某一非該狀態(tài)下的扭振固有頻率、某一周期數(shù)目。試驗(yàn)完成后，對(duì)各轉(zhuǎn)速及尾槳距狀態(tài)下的扭轉(zhuǎn)角測(cè)量值進(jìn)行二次分析，測(cè)量曲線如圖11所示。

扭轉(zhuǎn)角變化曲線與理論結(jié)構(gòu)計(jì)算曲線趨勢(shì)一致，表明測(cè)量效果已基本滿足預(yù)期，該測(cè)量方式可應(yīng)用于后續(xù)進(jìn)一步的直升機(jī)尾傳動(dòng)軸扭振測(cè)量研究。

4 結(jié)論

與直升機(jī)研制過程中傳統(tǒng)采用的接觸式電阻應(yīng)變片、加速度計(jì)和非接觸式光電碼盤扭振頻率測(cè)量方法相比，采用扭轉(zhuǎn)角測(cè)量原理的光纖非接觸式扭振識(shí)別系統(tǒng)（粘貼高精度條紋紙作為編碼器）具有損耗低、頻帶寬、測(cè)量改裝方便、無需動(dòng)平衡等優(yōu)勢(shì)，可滿足高轉(zhuǎn)速、振動(dòng)耦合情況嚴(yán)重等特殊工況下直升機(jī)研制過程中的扭振測(cè)試要求，并有望達(dá)到長(zhǎng)期高效監(jiān)測(cè)直升機(jī)傳動(dòng)鏈各階扭振固有頻率的目標(biāo)。此次試驗(yàn)受制于其它外在因素，今后可在條件允許的范圍內(nèi)作進(jìn)一步試驗(yàn)驗(yàn)證，將該系統(tǒng)實(shí)用于正式的扭振試驗(yàn)。另一方面，如何將該測(cè)量方式應(yīng)用于直升機(jī)主減速器及主旋翼系統(tǒng)研制都是下一階段研究的重點(diǎn)。