了一种新的调试方法，同时对动部件的装配状态作了新的约束，解决了该型直升机调试困难的问题，也可
为同类型直升机作参考.
关键词：无人直升机；旋翼；动平衡；振动调试
文章编号：2096-4137 ( 2019 ) 21-087-03 DOI: 10. 13535/j. cnki. 10-1507/n. 2019. 21. 03
■文/李登安杨长盛刘士明王磊张志清
-m\型无人直丹机振动调谶方法研穽
0引言
国军标除对直升机的振动设计 需满足振动控制大纲及稳定性大纲
的要求之外，还对机体的振动特性
作了详细的规定，这些要求涵盖了
所有与系统固有频率、动部件相关 方面。尤其对旋翼和尾桨，在主减zia
和尾减壳体上测得的振动水平均作 了限制。
对于有人直升机以及较大型 无人直升机，根据国军标的指导与
要求，通过调试，可以很方便地将 整机振动水平降低至符合要求的范 围。但对于小型(100kg 左右)无 人直升机而言，根据国军标要求的 振动测试位置、测试方向、振动水 平，外场调试则很难做到与之匹
配。这是因为小型无人直升机对重
量、经济性要求严格，也由于尺寸 要求，运转状态下的动部件允许存
在间隙。又由于小型直升机旋翼惯
量较小，一般设计有平衡小翼，在
结构上又增加了零部件数量及装配间
隙，这些因素造成了在主减和尾减壳
体处的振动很难降低至符合要求的范
围，本文对这一现象进行详细的介绍
和讨论。小型直升机如图1所示。
1主要问题根据GJB5446-2005《直升机
旋翼动力学设计要求》对旋翼和 尾桨的振动水平约束：对于主旋
翼，在主减壳体上测得的水平方 向1。施冀振动水平不宜大于O.2IPS
(5.08mm/s )；对于尾桨，要求在
尾减支架或壳体上测得尾将平行于
旋转面内的1 C 尾桨振动水平不宜大
于O.3IPS ( 7.62mm/s )。
根据这一要求，将旋翼动平
衡仪分别安装至主减和尾减支架对
应位置，通过调试，无论旋翼在何
种布局下(桨毂配重、变距拉杆配 重、桨叶安装角)，在主减壳体的
振动水平始终处于在O.3-O.5IPS 之
图1小型直升机示意图
例中的成功试验说明了这种材料的 优秀，但什么时候可以真正安全的
应用于生活，仍未可知。综上所
述，尽管自修复高分子材料仍存在 很多不足，但我们还是有理由相信 这种材料在各个领域将会发挥更为
重要的作用。»
参考文献
料近五年的研究进展[J].高分子通 报,2017 ( 8 ) : 39-47.
[2] 周兴，李继航，董延茂，等.自修
复导电聚酰胺复合材料的制备及性能研
究[J].苏州科技学院学报(自然科学
版)，2014, 31 (4) ： 46-50.
[3] CORDIER P, TOURNILHAC F, SOULI -
ZIAKOVICC, et a 1. Se 1f-hea 1ing
and thermoreversible rubber from supramo 1 ecu 1 ar assembly [J ].
Nature, 2008, 451 ( 7181 ) : 977 -
980.
[4] SORDOF, MOUGNIER S, LOUREIRO
N, et al. Des ignof self-healing
supramolecular rubbers with a
tunablenumber of chemica 1 cross Links [J]・ Macromolecules, 2015,
48 ( 13 ) : 4394 - 4402.
(桂城中学)
[1]陈晓丹，蒋国霞.自修复高分子材
中NASf 科技2019年第57期| • 87
•
fnt 研JSiS 计
间，且呈现出不规则性，无法建立 起稳定状态的动平衡图。
尾桨的振动水平则体现在垂 直于尾桨旋转面内，当旋转面内的 振动满足要求后，垂直于旋转面的
振动水平依然很高，甚至达到了 3.0IPS （状态监测数据显示：该方 向的振动加速度一度达到9斜）。
另外，该型直升机在满足正常 作业要求的基本飞行重量下振动良
好，但在最大起飞重量下则出现可 目视的机体抖动。
2问题原因
针对旋翼部分，旋翼的振动
载荷通过主轴传递至主减速壳体， 通过主减速器的减振装置传递至机
体，引起机体的振动。尽管减振装 置会对振动的高频成分进行抑制， 主减速器壳体的振动与机体的振动
应呈现出一定的比例关系。经测试
发现，在机体的尾梁最末端的尾桨
支架处的振动1。施冥成分对旋翼的
调试状态很敏感。这与第1节提出
的主减速器壳体的振动有明显的区
别。因此，可以将动平衡传感器安 装至尾桨支架位置进行振动调试。
离地时刻的旋翼桨距随直升机
起飞重量的增加而升高，同时旋翼
型阻增大，旋翼后摆角度增加（小 型直升机旋翼桨毂与桨叶的连接形 式可以是单螺栓加橡胶阻尼件的形
式，摆振面内的载荷会引起较大的
摆振角I 。）；且随着直升机起飞重
量的增加，机体模态会有所降低， 同一种旋翼调试布局（包括桨毂配 重、变距拉杆配重、桨叶安装角）
引起的振动在幅值和旋翼相位上差
别可能会比较大，需要对比最严重
的一种直升机重量进行调试。
针对动部件允许存在的间隙，
应秉持的原则是：在不影响功能实 现的基础上，尽可能将间隙缩小。
例如，尾桨变距拉杆与变距滑套支
臂的连接，由于尾桨变距行程较
大，变距拉杆会在尾桨叶展向有侧 移，如果此处采用刚性连接，在大
尾桨距时，变距滑套会承受离心力
方向上和尾桨主轴方向上较大的载 荷，该载荷传递至尾减速器壳体，
反而会使振动恶化。如果间隙过 大，在尾桨变距功能的实现上，变
距拉杆会一直存在横向滑动，尾桨 变距角度不能维持在同一位置。
针对尾桨，将动平衡振动传感
器垂直于尾桨旋转平面安装在尾减
支架上，重新制定尾桨动平衡图。
3调整方法
根据第2节的分析，将动平衡
传感器安装于尾减支架的安装孔位
置，根据调试对象不同改变测试方
向，调试旋翼振动，传感器上下方 向，调试尾桨，则为左右方向，如
图2和图3所示。
图2调试旋翼传感器安装
图3调试尾桨传感器安装
由于旋翼带有平衡小翼，平衡 小翼的安装在展向允许存在0.2mm
间隙，因此新的调试方法不选择变 距拉杆配重来改变旋翼动平衡，而
是选择调节桨叶安装角以及桨毂配 重的方式。
通过多架该型直升机的试验， 得出结论：在最大起飞重量下，直
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期
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升机系留状态的动平衡图如图4所示，尾桨动平衡图如图5所示。
图4主旋翼动平衡图
图5尾桨动平衡图
在这种调试方法中规定：
(1)对于主旋翼，在尾桨支架上测得的竖直方向的10旋翼振动水平不宜大于2.0IPSo
(2)对于尾桨，在尾桨支架上测得尾桨垂直于旋转面内(水
平左右)的尾桨振动水平不大于
0.9IPS o
(3)在尾桨调试时，将尾
桨变距拉杆连接处的间隙调为
0.1-0.15m m范围内o
(4)主旋翼桨毂与主轴、尾
桨桨毂与尾桨主轴的连接不应出现
任何间隙。
(5)尾桨主轴与尾桨支架的
安装是通过花键驱动，螺纹连接的
形式，每次维护拆装过后应重新按照
动平衡图调试合格，方可再次放飞。
4方法验证
通过前期对研制批直升机的
试验研究，得到了在最大起飞重量
下比较稳定的主旋翼动平衡图和尾
桨动平衡图。而对生产批次的直升
机，必须进行该方法的合理性和实
际操作性进行验证。因此，将该方
法编制为该型号直升机调试规范，
与相关图纸一同交予生产部门。通
过理论教学和现场指导相结合的形
式，使生产部门调试人员学习操作
相关仪器设备，并具备基本的振动
调试能力。目前已顺利完成了近百
架该型机的调试工作，调试过程
中，体现出该方法的主旋翼与尾桨
的动平衡图指导性强，适应性好，
易于操作的特点。生产部门调试人
员的工作进展顺利，且生产批直升
机振动状态稳定、可控。
对于已交付客户的直升机，通
过现场维护的形式，将振动降至
满足要求的水平，截至目前，该
型号直升机作业飞行小时数已达
到几百小时，振动稳定可靠。因
此，通过研制、生产以及使用阶
段的验证，可以认为该种方法切
实可行。
5结语
小型无人直升机振动调试有其
自身的特点，本文通过与国军标对
比分析，将调试方法进行了修改，
通过对研制批直升机的试验总结，
制定了主旋翼动平衡图与尾桨动平
衡图，并形成了指导性文件。成
功地应用于生产批以及已交付直升
机，得到了生产部门和用户的一致
好评。对于其他型号，本方法的思
路依然适用，可以根据最能反映直
升机振动(也可以是影响操纵)的
位置进行调试方法的总结，制定出
适应性强的动平衡图和验收标准。
随着目前我国对小型无人直升机需
求的增加，该方法无疑会被越来越
多的同类型直升机采用，应用前景
十分广阔。@
[1]凌爱民.军用直升机强度规范第五
部分：振动、气动机械及气动弹性稳定
性[M].北京：中国人民解放军总装备
部，2012.
[2]胡和平.直升机旋翼动力学要求[M].
北京：国防科学技术工业委员会，2006.
(作者李登安供职于总参谋部
第六十研究所)
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