一种直升机旋翼振动测试方法

郭占社;黄凯祥;王国华

【摘 要】为能够有效测量直升机旋翼的振动特性,提出了一种基于三轴MEMS加速度传感器及无线传输技术的直升机旋翼振动测试方法并研制了相应的测试装置.测试系统主要包括三轴MEMS加速度传感器、A/D转换模块、无线传输模块以及PC上位机.无线传输模块将采集的加速度信号发送到振动测试接收电路,再通过串口通信发送到计算机上,计算机软件对加速度信号积分得到位移信号,并通过傅里叶变换得到旋翼振动的幅频特性曲线.在直升机模型上完成了振动测试实验,实验结果表明该方法能有效地对旋翼振动信号进行测试. 【期刊名称】《测控技术》 【年(卷),期】2019(038)002 【总页数】5页(P19-23)

【关键词】振动测试;无线传输;加速度计;直升机旋翼 【作 者】郭占社;黄凯祥;王国华

【作者单位】北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院,北京100191;北京航空航天大学虚拟现实与系统国家重点实验室,北京100191;北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院,北京100191;北京航空航天大学虚拟现实与系统国家重点实验室,北京100191;北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院,北京100191 【正文语种】中 文 【中图分类】TP206;V21

直升机的振动噪声是影响直升机性能的一个重要指标，振动噪声太大将影响直升机的舒适度、安全性能及使用寿命[1-3]。而直升机的振动噪声主要来源于旋翼系统，目前国内外对直升机旋翼振动噪声的研究越来越重视，在旋翼振动测试方法上取得了重要的成果。

在国内，2014年，杨世涛等人设计了一个直升机旋翼实验台，使用激光器测量旋翼桨叶在转动状态下的振动位移[4]。2015年，王冠等人设计了一个旋翼桨叶模拟实验，使用激振机让旋翼桨叶产生振动，再通过传感器测量旋翼的振动特性[5]。2017年，殷彬彬等人提出了一种控制系统振动信号处理方法，对振动信号进行拆分和交叉处理，最终实现了对发动机转子振动信号的解析处理和实时监控[6]。在国外，2016年，D.H.Kim等人应用加速度传感器成功测量了旋翼桨叶的振动信号[7]。将旋翼固定在一个安装有振动器的试验台上，并通过多个加速度传感器实时测量旋翼桨叶的振动特性。2016年，T.Wollmann等人将振动发生器和旋翼桨叶固定在实验台上，并通过激光扫面测振仪对旋翼系统振动信号进行测量[8]。目前旋翼振动测试方法多数是通过模拟实验获得数据，与真实条件下直升机旋转产生的振动存在差异，故无法准确测量直升机桨叶转动时的多方向复杂振动特性。 本文在此基础上设计了一种基于MEMS加速度计的旋翼桨叶振动测试方法。使用NRF24L01无线模块传输数据，解决了桨叶旋转状态下数据传输困难的问题。本文设计的振动测试系统主要由振动测试发送电路、振动测试接收电路和PC上位机组成。最终完成了测试电路设计，并在直升机模型机上进行了振动测试实验，成功获取了旋翼多方向的振动特性。 1 系统整体方案

系统整体方案如图1所示。在不同桨叶的同一位置处分别贴放发送电路，当模型直升机桨叶开始旋转时，MEMS加速度计开始采集加速度信号，并通过无线传输

模块将数据传输到接收电路。接收电路采用RS232接口与PC上位机相连，将加速度信号传输到电脑上进行后续处理得到振动的幅值和频率信息。

图1 振动测试系统总体方案 2 振动测试发送电路

振动测试发送电路主要功能是完成加速度信号的采集、信号转换及发送，主要由加速度传感器、模数转换电路、单片机处理器和无线发送模块组成。

发送电路的传感器选用ADXL326三轴加速度计，供电电压为1.8～3.6 V。该加速度计尺寸很小，只有4 mm×4 mm×1.45 mm，功耗低，在进行加速度信号采集时可保证足够长的续航时间。测量范围为±16g，最大采样率可达到550 Hz，满足振动测试系统要求。

模数转换电路选用多通道、低功耗的AD7888芯片，供电电压为2.7～5.25 V。该芯片为12位A/D，精度高，采用频率最高可达125 kHz，满足测试系统要求。 处理器芯片选用STC公司生产的一款8051单片机STC15W408AS，其处理速度比普通的51单片机要快8～12倍，并且该芯片内置晶振，可有效减小发送电路的重量，满足发送端尺寸小、质量轻的要求。

无线传输模块选用成本低、功能稳定的NRF24L01芯片，工作电压为1.9～3.6 V。该芯片具有自动应答及重发功能，可避免数据丢失。另一方面，芯片的传输速度很快，可达到2 Mbit/s，满足测试系统要求。

发送电路采用3.7 V锂电池供电，该电池尺寸小、供电稳定。在锂电池的正极串联一个1N4007二极管将电压降至3.1 V，满足了发送电路的供电需求。 发送电路实物图如图2所示。 图2 发送电路实物图 3 振动测试接收电路

振动测试接收电路的主要功能是完成加速度信号的接收并将其传输到PC端，以方便后续的数据处理。接收电路主要由无线接收模块、处理器和串口通信电路组成。其中无线接收模块采用和发送电路一样的NRF24L01模块。处理器选用

CortexTM-M3内核的STM32F103ZET6芯片，该单片机最高工作频率可达到72 MHz，满足振动测试系统要求。设计的接收电路实物图如图3所示。 图3 接收电路实物图 4 上位机软件设计

接收电路设计了串口通信接口与PC相连，为了能够实时观察加速度值并将数据存储下来做后续处理，采用C++在Visual Studio 2010环境下编写了一个MFC上位机软件。如图4所示，在实验过程中，软件可为采集到的加速度数据实时绘制加速度随时间变化的曲线图，从软件界面可直观看到加速度的大小及变化趋势，并且具有将数据实时存储的功能。

图4 上位机软件界面 5 实验与数据处理 5.1 测试系统标定实验

为获取加速度传感器的输出电压与加速度的数量关系，进行振动测试系统的标定实验。该实验在一个高精度惯性平台上完成，平台上安装了4个精度达10-5g的MEMS加速度计，将测得的4个加速度值的算术平均结果作为振动测试装置所受加速度的标准值。

标定实验如图5所示。在0～1g内平均取20个点，分别测量正反行程下A、B两个振动发送装置的输出电压值。 图5 振动测试系统标定实验图

将上述实验得到的正反行程电压值取平均作为各个测量点的电压值，由此可得到

MEMS加速度计输出电压值与加速度的线性关系。并由数据绘制标定曲线图如图6、图7所示。

图6、图7中，由上至下分别是加速度计X、Y、Z三轴的标定曲线，由曲线可知，选用的加速度计线性度很好，可用于加速度测量。整理以上数据可得，发送装置A、B标定参数如表1所示。 图6 A装置加速度计标定曲线图

图7 B装置加速度计标定曲线图表1 发送装置A、B标定参数表 参数KR参数

KRAx0.05000.9987Bx0.05000.9988Ay0.04720.9973By0.04740.9978Az0.05310.9996Bz0.05360.9994

其中，K为加速度计灵敏度，R为拟合优度，由表1可知，加速度计三轴的R2均接近1，说明拟合程度高，加速度计的输入输出关系线性度高，可通过此关系计算加速度值。

5.2 振动测试实验与数据处理

实验选用亚拓公司生产的T-REX500X模型直升机，主旋翼由长度为470 mm的两片桨叶组成，桨叶角度可调整，搭配520MX马达，可维持稳定转速以保证实验的进行。为保证实验的安全，将直升机固定在一个质量很大的试验台上，搭建完成的实验平台如图8所示。

将两个振动测试发送装置A、B贴放在桨叶对称位置处，加速度计Z轴垂直于桨叶平面，正方向向上；XY是桨叶平面，Y轴正方向指向桨叶尾部，X轴与翼弦平行，正方向指向桨叶后缘。 图8 振动测试系统实验平台

本文主要做了3个实验，在350 r/min的转速下分别测量距离桨叶根部8 cm、23 cm和38 cm处的加速度信号。将加速度数据进行两次数字积分可得到对应位

置处的振动幅值，再经过FFT变换得到振动频率。可直接调用Matlab中的傅里叶变换函数，由变换后的幅值乘以2/N得到振动的真实幅值。首先得到发送装置A距离桨叶根部8 cm处加速度计Ax、Ay、Az三轴的幅频图，如图9所示。 由图9所示结果可知，本振动测试方法实际测量得到桨叶3个方向上的振动加速度，并将实测数据通过两次数字积分和FFT变换得到了桨叶3个方向上的振动幅值和频率。发送装置A、B在其他位置处的振动测试可得到相似的结果，整理所有实验结果得到各个位置处的振动幅值和频率数据如表2、表3所示。

表2 350 r/min时桨叶A和B上不同位置的三轴振动主要振动频率 单位：Hz位置

fxafxbfyafybfzafzb8cm13.4612.2913.4612.2913.2812.5623cm14.1812.7414.1814.0914.0013.0138cm12.7412.8312.7412.8312.7411.74

表3 350 r/min时桨叶A和B上不同位置的三轴振动主要振动幅度 单位：μm位置

AxaAxbAyaAybAzaAzb8cm42.849.330.149.825.732.623cm55.056.332.055.437.840.038cm59.757.533.458.748.543.3

由表2和表3可以看到，在350 r/min的转速下，桨叶的振动频率在桨叶的不同位置基本不变，保持在12～14 Hz左右，但振动幅值随着与桨叶根部距离的增大而增大。

图9 发送装置A距离桨叶根部8 cm处幅频图 6 结束语

本文针对桨叶旋转状态下振动测试困难的问题，设计了采用无线传输方式的加速度计振动测试方法。其优点是体积小、成本低、操作简单，成功获取了旋翼多方向振动特性数据。

【相关文献】

[1] 刘孝辉，徐新喜，白松，等.军用直升机振动与噪声控制技术[J].直升机技术,2013(1):67-72. [2] 刘国强，董明明，秦浩.直升机振动和噪声联合环境对人体的影响[J].航空科学技术,2016,27(11):30-33.

[3] 刘亚军，徐新喜，王运斗，等.救护直升机舱室温度和噪声环境控制研究现状与发展[J].医疗卫生装备,2013,34(8):84-87.

[4] 杨世涛.直升机主桨叶动平衡试验台研制[C]//2014航空试验测试技术学术交流会论文集.2014. [5] 王冠,阮竹青,吴武辉.碳纤维复合材料螺旋桨桨叶模态试验分析[C]//中国声学学会水声学分会2015年学术会议论文集.2015.

[6] 殷彬彬,张星星.航空发动机控制系统振动信号处理方法研究[J].测控技术,2017,36(10):50-52. [7] Kim D H,Kim T J,Jung S U,et al.Test and simulation of an active vibration control system for helicopter applications[J].International Journal of Aeronautical & Space Sciences,2016,17(3):442-453.

[8] Wollmann T,Modler N,Dannemann M,et al.Design and testing of composite compressor blades with focus on the vibration behaviour[J].Composites Part A:Applied Science and Manufacturing,2016,92:183-189.