47 某型直升机飞行抖动故障分析与排除-曹学峰(5)
直升机电子设备故障检测与维修探析
直升机电子设备故障检测与维修探析直升机电子设备是直升机重要的组成部分,在直升机军事、民用和运输等领域都有广泛的应用。
直升机电子设备在使用过程中,出现故障是常见的事情。
在现代高速飞行和复杂任务的背景下,故障既严重又昂贵,因此要采取相应的措施及时诊断和维修故障。
1、检查电缆线路如果设备出现故障,首先要检查电缆线路是否接触良好,尤其是连接插头。
直升机在飞行过程中的震动和振动可能会导致插头松动或断开。
因此,对于电源、信号和地线等不同类型的连接插头,都需要做好检查工作。
2、检查电源电子设备使用的是直升机电源,因此,故障诊断时应检查电源的状态。
如果电池电压不够,应先更换电池。
另外,需要检查保险丝的状态,如果损坏应立即更换。
3、运用故障分析仪器在检查线路和电源后,如果还无法找到故障原因,可以使用故障分析仪器进行检测。
故障分析仪器可以检查电子设备接收和传输的信号以及输出信号的质量。
该工具可以快速、精确地确定故障问题所在。
4、查看电子设备当故障问题无法通过上述方法找到时,需要对电子设备本身进行检查。
在检查电子设备时,可以通过检查设备主板的状态、组件自检模式以及故障代码等信息来确定设备是否存在故障问题。
如果设备自检模式显示出现故障代码时,可以参考设备使用手册查看故障代码所代表的含义。
1、维护设备定期维护设备是确保设备正常运行的必要条件。
对于直升机电子设备而言,应定期对它们进行维护工作,以保证它们处于良好的工作状态。
维护设备应警惕设备加热问题、电子设备的松脱问题以及接线问题,这些问题都可能导致直升机电子设备出现故障。
2、更换部件如果直升机电子设备出现组件故障,需要及时更换。
根据设备的保修期限及专业技术的要求,更换部件应安装在原始或高于原始规格的部件。
在更换部件时,应注意固定和校准其他部件。
更换部件后,需要对设备重新测试,保证设备运行稳定。
3、故障排除出现故障时,需要针对性地排除,按照发现的问题解决。
排除故障时,注意不同故障对直升机安全而言的不同影响,力求在安全有保障的基础上进行处理。
飞机机身的抖动故障排除
飞机机身抖动的识别(原因)与故障排除文/ 白勇李军(机务部)A320系列飞机是由欧洲空客公司生产的单通道客运飞机,采用目前单通道飞机可用的最现代化的完善电传操纵技术,一直广受各大航空公司的好评。
但自A320系列飞机投入运营以来,飞机机身的抖动问题一直困扰着航空公司。
空客也花大力气研究并解决该问题。
但目前飞机机身抖动问题依然普遍存在。
本文旨在简要介绍其中常见的抖动现象及常用的排故方法,以避免在排除此类故障时再走弯路。
一、飞机机身抖动的原因飞机机身抖动的原因主要有以下几种:1.升降舵安装不正确、后缘游隙过大。
2.升降舵动作筒震摆。
3.副翼后缘游隙过大。
4.副翼动作筒震摆。
5.方向舵后缘游隙过大。
6.襟翼造成的抖动。
7.前起落架舱门造成的抖动8.机腹整流包皮封严造成的抖动9.客舱门上部盖板造成的抖动不同原因造成的抖动表现形式不同,所以,我们可以根据具体抖动的特点来判断抖动的原因,从而准确的定位故障原因。
为最终排除抖动故障作准备。
二、排故方法1.飞机机身抖动报告表(附表1)附表1为飞机机身抖动报告表。
表中包括了抖动发生时飞机的状态及发生抖动后机组采取了何种措施来解除抖动等。
通过该表,我们可以找出抖动的主要原因及源头。
因此,当飞机在空中出现抖动后,机组能够详细准确的填写报告表特别重要。
否则,机务必须派排故人员随机观察,详细记录抖动发生时飞机的状态,抖动的具体表现形式及机组所采取的一些措施等。
但由于抖动现象是受到若干外界条件,如飞机高度、速度、气流情况等因素的诱导而发生,因此,不是每个航段都会出现抖动现象,给机务排故工作造成了极大的困难。
故而,机组及乘务员的配合是机务定位抖动源并顺利排除抖动现象的关键所在。
2. 飞机机身抖动决断树/决断表(附表2/3)根据飞机机身抖动报告表,结合决断树(附表2),我们便可以进行抖动源的分析和确定,并针对抖动源来采取最合适的排故措施。
但并不是根据飞机机身抖动报告表和决断树,就能百分百的找出抖动源。
某型直升机驾驶舱振动问题的分析与处理
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沈安澜 刘续兴
中国直升机设计研究所
某型直升机驾驶舱振动问题的分析与处理
系统的动力学方程为:
(1)由系统的固有频率满足阻抗的行列式为零,即可求得系
在正弦激励条件下,可知式(1)
系统固有频率计算结果 单位:
、驾驶舱质量的变化导致
分别表示前舱和后舱的振动响应目标函数。
通过统一目标函数法中的线性
的目标函数成为统一目标函数,以新目标函数作为该多目标函
(3)
式中:D为可行域。
由于设计变量值相差较大,先将各子函数进行无量纲归一
满足归一性和非负性条件,可根据各子目标函数的极小值应用
拉杆连接的悬臂结构,平台刚度
150%120%100%
算以及多参数优化计算,多参数优化结果如表
目标评价函数随迭代次数变化的迭代图,如图
142.9%100.0%88.9%
图1 集中质量模型
图2 前机身各部分质量对2阶频率的影响图
图3 前机身各部分刚度对2阶频率的影响图
改进措施
根据参数化模型计算分析结果,该型机改进措施主要集中在机头,增加机头质量,降低机头刚度。
机头平台为铝制机加平台,通过两组四根拉杆与机体进行连接,降低机头连拉杆后前舱的减振效果,基于参数化模型计算取消两根短拉杆时前舱在单位载荷下加速度响应随频率变化趋势,如图对比图5和图7,取消短拉杆2阶频率低于表3最优结果,同时旋翼一阶通过频率下前舱加速度响应稍大于最优结果,但相比原机前舱加速度响应明显降低,取消短拉杆措施有效。
试飞验证
图5 前舱减振效果随频率变化趋势图6 机头设备平台有限元模型
图7 前舱减振效果随频率变化趋势图8 改进前后各测点垂向振动水平对比。
论直升机维修差错的控制分析及预防
论直升机维修差错的控制分析及预防发布时间:2023-03-03T06:30:02.677Z 来源:《科技新时代》2022年第20期作者:赵雪峰[导读] 由于大量运送和大量使用现役直升机以及经常出现维修问题赵雪峰武警部队海警总队第二航空大队摘要:由于大量运送和大量使用现役直升机以及经常出现维修问题,直升机的安全使用受到严重影响。
与固定翼飞机相比,旋转翼飞机的飞机空间较少,设备紧凑,因此需要更高的维修和故障保护要求,而且必须在维护和防止旋转翼飞机故障方面进行有效的风险控制和安全保障。
基于此,对直升机维修差错的控制分析及预防进行研究,以供参考。
关键词:直升机;维修差错;控制及预防引言1903年,人类第一次驾驶着飞行器翱翔在苍穹之上,在今后100年里,飞机的设计和制造取得了重大进展,其性能和可靠性大大提高。
但是,航空事故仍然时有发生。
空中客车公司使用主要民用模型的统计数据显示,人为航空事故占航空事故和事故预警信号的80%,其中4%是维修不当直接造成的。
为了避免事故,理想的解决办法是消除人为因素造成的错误但是,人们的工作条件受到许多身体、心理和培训因素的影响,人为的错误总是不可避免的。
为了管理人为错误的风险,需要从产品设计的角度对错误预防进行良好的设计。
1直升机维修差错特征及其成因分析1.1维修差错特征第一个是延误,因为在维修过程中犯下的错误往往集中在随后的检查阶段,或反映为航空事故;第二,由于直升机结构复杂、维修作业要求高、环境因素的影响,维修人员的业务能力必然会直接影响到维修错误的可能性,而且维修错误的可能性也可以改变;第三,航空事故的诱发因素通常包括若干次要事故、事故迹象和安全风险,如果不及时处理,就会导致飞行时间的累积,从而进一步加剧事故和风险的严重性。
1.2主要成因分析(1)环境因素:环境因素既包括自然环境又包括社会环境,对维修作业的效率和质量有重要影响。
如果没有有效的预防和控制措施,维修错误的可能性就会增加。
某型直升机空中低频振动原因分析及问题处理
河南科技Henan Science and Technology 机械与动力工程总第804期第10期2023年5月某型直升机空中低频振动原因分析及问题处理郑坤薛晨吕一鸣周圣宏(昌河飞机工业集团有限责任公司,江西景德镇333000)摘要:【目的】通过低频振源频率分析和机载振动监测系统监测来研判直升机的低频振动问题,为同类问题的分析与处理提供一定的参考。
【方法】对某型机主旋翼1Ω振动、主尾旋翼形成的拍振和传动链扭振进行振动机理分析,结合振动数据进行判读。
【结果】从主桨振动和主桨锥体两个方面改善主旋翼1Ω振动,从基础频率、振动水平和飞行姿态三个方面改善主尾旋翼形成的拍振,从旋翼、传动、动力三个系统及飞行姿态等方面改善传动链扭振。
【结论】直升机振动故障排除需要通过振动的表象结合数据分析找到故障的根源,改善直升机振动问题,进一步保证飞行安全。
关键词:直升机;振动;飞行振动数据;使用维护建议中图分类号:V217.33文献标识码:A文章编号:1003-5168(2023)10-0044-04 DOI:10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.010.009Cause Analysis and Problem Solving of a Fault on Low Frequency Vibration in Air Condition of a Certain HelicopterZHENG Kun XUE Chen LYU Yiming ZHOU Shenghong(Changhe Aircraft Industries Group Co.,Ltd.,Jingdezhen333000,China)Abstract:[Purposes]Through the frequency analysis of low frequency vibration source and the monitor⁃ing of airborne vibration monitoring system,the low frequency vibration problem of helicopter is analyzed and judged,which provides some guiding significance for the analysis and treatment of similar problems. [Methods]Through analyzing the vibration mechanism of the1Ωvibration of the main rotor and the beat vibration formed by the main tail rotor and the torsional vibration of the transmission chain of a certain type of aircraft,and combing with the vibration data,relevant analysis was made.[Findings]The1Ωvi⁃bration of the main rotor was improved from the two aspects of the main rotor vibration and the main rotor cone.The beat vibration of the main and tail rotor was improved from the three aspects of basic fre⁃quency,vibration level and flight attitude.The torsional vibration of the transmission chain was improved from the three systems of rotor,transmission,power and flight attitude.[Conclusions]Helicopter vibra⁃tion troubleshooting needs to find the root cause of the fault through the appearance of vibration com⁃bined with data analysis,improve helicopter vibration,and further ensure flight safety.Keywords:helicopter;vibration;data of vibration during flight;maintenance suggestion0引言低频振动对人体的危害主要是精神方面的刺激和身体功能的下降。
某型直升机显示器振动排故分析
某型直升机显示器振动排故分析作者:苏越来源:《硅谷》2013年第21期摘要针对某型直升机飞行试验中出现的显示器异常振动现象,通过试飞数据分析和地面振动试验进行了验证,指出此振动由于显示器航向振动固有频率未避开旋翼一阶通过频率引起。
结合飞行试验,进一步确认了振动在传力路线上被放大,传力路线上部件的连接方式存在问题,为设计所改进设计提供了依据。
关键词飞行试验;振动;固有频率;显示器中图分类号:V217 文献标识码:A 文章编号:1671-7597(2013)21-0052-03在飞行试验中,直升机异常振动现象时有发生。
直升机振动故障的危害主要有:降低空勤人员工效性和乘员舒适性、引起结构疲劳破坏、影响机载设备的使用性能及降低直升机系统及设备的可靠性等。
因而,通过分析直升机振动故障信号,可为振动故障诊断提供依据,保证试飞安全。
直升机是非常复杂的机械系统,其工作的振动环境也非常复杂。
在飞行过程中,直升机振动的激振力包括旋翼引起的nKΩ激振力(其中K为桨叶片数,Ω为旋翼转速,n=1,2,3,……)、旋翼质量和气动不平衡引起的1Ω激振力、旋翼尾流引起的KΩ激振力、尾桨的激振力、发动机的激振力、各旋转部件(传动轴、减速器等)质量不平衡引起的激振力以及机载武器发射产生的激振力等。
为了确定振源机理,除了根据测试数据和理论分析外,还需要根据具体情况补充进行地面振动试验以验证分析结果。
补充试验的原因在于两方面,一是直升机多数局部结构并没有开展完整的地面振动试验,二是开展试验的部件多是在实验室完成,装机后动力学特性会发生一定改变。
因此,具备一定的地面振动试验设施及试验能力对于振动故障排故分析至关重要。
本文所述正是一个很好的例证。
1 问题概述在某型直升机飞行试验过程中,客舱战勤人员反映加装的显示器振动明显,该机客舱显示器通过操作台架连接在地板结构上,在执行较长时间的飞行任务时会使人产生晕眩等不适反应。
此振动现象已严重影响了战勤人员试飞中对任务系统的操作,为使试飞任务正常开展,需对此问题进行分析,给出振动故障产生的机理,为设计更改提供依据。
浅析直升机振动故障的排查探讨
城市周刊2019/18 CHENGSHIZHOUKAN 87浅析直升机振动故障的排查探讨田文昊 王文坤 95903部队摘要:直升机振动故障对其飞行安全性与稳定性有着巨大影响,并且振动会对机体结构以及部件产生应力,造成直升机的服务寿命缩短,如果不能尽快采取措施进行排查,任其发展最终必定会威胁到直升机以及驾驶员的安全性。
我国直升机设计与建造技术水平在不断提高,并且在长期的研究与实践中已经获取了与振动故障相关的很多信息,通过全面分析来确定故障发生原因,争取有可靠措施做更进一步的处理,消除振动故障对直升机带来的影响。
关键词:直升机;振动故障;排查降低甚至是消除直升机飞行中机体振动故障一直都是设计研究的关键问题之一,采取有效措施来将故障隐患彻底消除,以免在飞行过程中出现较大程度振动降低飞行舒适度和安全性。
更为重要的是振动故障会加大飞行操作难度,加速形成对直升机旋转部件的损坏和对构件的磨损、疲劳甚至断裂,进而发生飞行事故。
必须要在原有经验下对直升机振动故障做更进一步的研究,确定故障发生原因,然后从专业角度采取措施进行优化。
一、直升机振动原因对直升机振动原因进行分析,主要是分为工作原理和设计水平两个方面,具体来讲主要体现在以下几个方面:①主浆叶与尾桨叶工作时气动作用面比较大,这样在飞机运行过程中桨叶高速旋转形成的气动作用面并和机体水平安定面共同作用,这样在形成飞行所需气动力的阶段,空气动力对直升机造成一定扰动而产生振动。
②直升机机型结构设计成前宽后窄的形式,虽然可以达到降低直升机结构重量的目的,但同时也会削弱飞机刚度。
③直升机传动部件可以将发动机高速旋转动能减速后传递给旋翼、尾桨以及其他需要旋转动能的部件,而在整个机械转动的过程中,假如转动荷载与动不平衡,就会造成直升机产生振动[1]。
并且,不包括直升机在内的旋翼、尾桨以及转动部件的振动故障还会加大噪声,降低直升机乘坐舒适度。
直升机振动并不是某一种原因造成,对于不同部位其产生振动的原因存在一定差异,想要将故障有效排除,必须要对故障原因有一个整体认知,然后有针对性的采取措施进行排查,确保直升机运行具有较高舒适性与安全性。
直升机故障分析与管理对策
直升机故障分析与管理对策王乾鑫(作者单位:航空工业哈飞质量保证部)◎一、直升机故障分析与管理的重要性直升机在原有基础上对故障分析与管理进行不断的加强是促使自身服务功功能以及服务视屏得到进一步提升的重要手段,其重要性可在多个方面进行直观体现,我们主要将其总结为以下几点并进行分析。
1.提升飞行安全。
为在真正意义上促使直升机的操作程序科学化得以保障必须对其故障进行适时的检查,同时在检查工作完成后及时有效的管理此种存在的故障,对直升机飞行的安全性进行最大限度的保障。
2.提升行动效率。
在结合实际的基础上对故障进行适时的分析与管理可促使飞行服务的弹性在原有基础上得到提升,在处理各类突发事故的过程中可更加快速的实现对直升机的有效调动。
尤其是在工作中我们会不可避免的遇到同一时间内遇到多种紧急召唤的情况,在上述条件满足的情况其效率可得到明显提升。
在维修直升机故障的同时实现对航空电子及导航系统的有效升级可促使其与其他飞机实现对拥挤空域的共同使用,促使延误现象出现的概率有效降低。
3.提升我国整体的灾难应变能力和反恐能力。
直升机在升级后可实现对各类行动直升机的安装,从飞行服务队角度来说,执行不同灾难应变及搜救任务中可实现对更多直升机的同时调派。
在执行反恐以及执法任务的过程中对机队的弹性也提出较高要求,可配合警方的运作需要是其首先需要满足的条件,并在潜在威胁的过程中可及时应对。
二、直升机常见故障分析1.飞行时噪音大。
除大桨外导致噪音出现的原因就是马达,首先我们必须对马达齿和大齿轮的间隙进行检查,如果存在过紧现象就会导致噪音有所增加。
在实际判断间隙的过程中我们可利用左手对马达齿进行固定,然后利用右手转动大齿盘,注意将其间隙维持在0.1mm 左右。
如果齿轮不存在问题则需要继续对马达进行检查。
首先需要针对马达进行通电测试,如果出现振动过大现象则必须对马达轴承进行更换,更换工作完成后还存在问题则必须更换马达。
只有振动较小以及转动轻快的马达才能继续使用。
某型飞机水平尾翼抖动故障分析
液压 助 力器 的稳 定 性 , 指 它 在工 作 中会 不 会 产 是
作者简介 : 长安 ( 94 ) 男 , 付 16 一 , 吉林 长春人 , 副教授 , 究方 研 向: 飞机液压 与气压 传动技术 。
生持续不 断的振动 。对于 已经使用 的液压助 力器来
用 P C代 替 机 械 装 置 实 现 对 液 压 系 统 中执 行 元 L 件 的控制 具有 非 常突 出的优 点 : 过 P C对 执 行 元 件 通 L
某 型 飞机 在地 面 曾多 次发 生前 后推 拉驾 驶杆 松 开 瞬 间 , 平 尾翼 剧 烈 抖 动 的故 障 现象 。抖 动 的频 率 约 水
3~ 5 s振 幅达 ±1 m, 收敛 且 持续 不 停 。 经拉 , 0c 不 动一 下 驾驶 杆 , 动 现 象 才停 下 来 。虽 然这 类 故 障在 抖
现多 样 的运 动模 式 。在上 面对 图 2~图 4的 分析 中显 示 的动作 时 快进 、 退 、 进 、 快 慢 慢退 的顺 序 , 当程 序 改变 时还 可 以实 现快 进 、 退 、 慢 慢进 、 退 以及 慢进 、 退 、 快 慢 快进 、 退 的 。 快 顷序
3 结论
参考文献 :
FU a g a Ch n — n,ZHANG a y Xi n-u, W EIXi l g u—i n
( 军 航 空 大 学 航 空 机 械 工 程 系 , 林 长春 空 吉
10 2 ) 30 2
摘
要: 该文针 对某 型飞机 在地 面曾 多次发 生推 拉 驾驶 杆松 开 瞬 间 , 平尾 翼 剧 烈抖 动 的 故 障现 象 , 水 全
2 4 输 入 拉 杆 不 灵 敏 区 太 小 .
引 言
某直升机驾驶杆抖动问题研究与分析
某直升机驾驶杆抖动问题研究与分析发布时间:2023-06-07T06:52:24.726Z 来源:《科技新时代》2023年5期作者:杨恒[导读] 飞行操纵系统是将驾驶员的操纵(驾驶杆、总距杆和脚蹬)通过座舱操纵装置经助力器传递到主、尾桨叶,实现直升机的姿态和状态控制;总距杆能同时改变所有桨叶的桨距角,从而改变主桨升力的大小。
(昌河飞机工业集团有限责任公司工程技术部江西省景德镇 333002)摘要:某直升机在飞行过程中,接通飞控功能,驾驶杆侧向有轻微的抖动现象,手握住驾驶杆感到打手,断开飞控开关,驾驶杆抖动现象消失。
本论文对直升机飞行中驾驶杆抖动问题进行深度研究,分析出产生驾驶杆抖动的原因,提出解决抖动问题办法和后续直升机预防和检查措施,为机务人员排除直升机驾驶杆抖动问题提供参考和借鉴。
关键词:驾驶杆抖动舵机1 直升机操纵系统工作原理飞行操纵系统是将驾驶员的操纵(驾驶杆、总距杆和脚蹬)通过座舱操纵装置经助力器传递到主、尾桨叶,实现直升机的姿态和状态控制;总距杆能同时改变所有桨叶的桨距角,从而改变主桨升力的大小。
周期变距杆能使主桨桨距角产生周期性的改变,从而操纵旋翼桨盘的倾斜角,控制直升机升力的方向。
脚蹬的作用是改变尾桨推力的大小,从而实现直升机的航向操纵。
当操纵总距杆时,三台助力器在A、B、C三点上产生相同的行程且方向相同,自动倾斜器平行于它的初始位置向上或向下运动,各桨叶安装角的变化是相等的。
总距杆向下推,桨距减小,升力减小,直升机向下飞行;总距杆向上拉,桨距增大,升力增大,直升机向上飞行,操作系统工作原理见下图所示所示。
图1 操纵系统工作原理图驾驶员向前推周期变距杆,前助力器收缩,纵向助力器B点下降,自动倾斜器倾斜,当变距拉杆转到B点处时,它位于自动倾斜器旋转环的最低点,由于空气动力的作用滞后于桨叶安装角的变化,因而桨叶旋转平面就向前倾斜,直升机向前飞行;驾驶员向后推周期变距杆,前助力器伸出,纵向助力器B点上升,自动倾斜器倾斜,当变距拉杆转到B点反相处时,它位于自动倾斜器旋转环的最高点,由于空气动力的作用滞后于桨叶安装角的变化,因而桨叶旋转平面就向后倾斜,直升机向后飞行。
某型直升机大速度下的异常振动分析
某型直升机大速度下的异常振动分析张武林,高文涛,党冰楠(中国飞行试验研究院飞机所,陕西西安710089)摘 要:某型直升机在大速度飞行时出现短时的抖动现象,采用传统傅立叶变换无法得到这一变化过程的详细信息㊂采用小波分析和修正的傅立叶级数展开算法对振动信号进行分析,结果显示采用该方法可以有效获取信号中的非稳态变化信息,并进一步分析得到大速度下激起的摆振后退型是直升机抖动的原因㊂关键词:直升机 异常振动 小波分析 傅立叶级数展开 摆振后退型中图分类号:V212.4 文献标识码:B 文章编号:1002-6886(2019)02-0065-05Abnormal vibration analysis of a helicopter at high speedZHANG Wulin,GAO Wentao,DANG BingnanAbstract:A helicopter appears short-term jitter when flying at high speed,and the detailed information of this change process cannot be obtained by the traditional Fourier transform.In this paper,wavelet analysis and modified Fourier series expansion method are used to analyze the vibration signal.The results show that this method can acquire the unsteady change information in the signal effectively,and it is concluded that the regressive lag modal caused by high speed is the reason of helicopter jitter.Keywords:helicopter,abnormal vibration,wavelet analysis,fourier series expansion,regressive lag modal0 引言在执行机动飞行动作时,直升机会受到突变力或力矩以及非对称气流的影响,进而导致直升机上某些部位的振动突变,突变后的振动量值有可能超出振动限值,对试飞安全构成威胁㊂另外,随着飞行速度的增加,直升机振动会非线性增加,并可能在速度右边界附近伴随有气动不稳定现象[1]㊂对于包含有振动故障的非稳态信号,采用传统的傅立叶变换方法无法获取信号中所包含的故障信息和瞬态变化信息,也就无法对振动故障进行有效地分析及定位㊂部分振动信号具有非平稳特征,但传统傅立叶变换方法是以稳态为前提,且不提供时域变化信息,即传统傅立叶变换方法使用具有一定局限性㊂上世纪80年代出现的小波变换是采用平移和伸缩的小波对信号进行处理,可以实现对信号的时频分析[2],后又应用于振动故障诊断[3-5]㊁信号降噪[6]等;方京等[7]分别采用传统的快速傅里叶变换(FFT)㊁短时傅里叶变换(STFT)㊁小波变换(WT)和希尔伯特黄变换(HHT)进行数据分析,并对比了各种分析方法的优缺点,最终确定了适用于高速铁路车辆振动数据的分析方法㊂邓林峰等[8]提出了一种集成自适应波形匹配㊁三次B样条插值以及正交性判据的LMD改进方法,通过仿真分析与实验验证表明该改进方法具有更好的信号分解性能,能够准确有效地提取出复杂非平稳信号的重要特征;栾孝驰[9]通过对重采样后的非稳态振动信号进行包络分析及快速傅里叶变换获得阶次包络谱,并有效提取出复杂路径下航空发动机中介轴承微弱故障特征信息㊂本文采用小波分析和修正后的傅立叶级数展开算法对直升机异常振动信号进行分析,准确地获取信号中的振动变化信息,对异常振动进行了有效定位,保障了直升机的安全试飞㊂㊃56㊃1 直升机抖动问题描述某型直升机在试飞过程中,在大速度平飞时,直升机出现明显的 抖动”现象,且继续保持这一速度飞行时,抖动程度有缓慢增加的趋势,为保证试飞安全,飞机员改出当前飞行状态,之后抖动现象消失㊂抖动过程中飞行员座椅地板侧向时域振动信号如图1所示,对应的主要飞行参数如图2所示㊂图1 座椅地板时域振动信号图2 抖动过程中主要飞行参数曲线从图1和图2可以看出,在出现抖动时,驾驶员座椅地板时域振动信号并无明显的异常变化,但驾驶杆横向操纵位移出现明显的波动,波动持续时长约为10s,周期约为0.33s,在试飞员减小总距改出大速度飞行后,波动现象消失㊂2 抖动数据分析2.1 抖动数据的频谱分析采用FFT 计算得到抖动过程中振动数据的频谱结果如图3所示㊂从图3中可以看出,直升机动部件固有频率的振动峰值并未增大,但相对于正常飞行状态下的振动结果,抖动过程中出现了3.0Hz 的异常频率,与驾驶杆横向操纵位移的波动规律相对应,且对应的振动均值接近0.016g㊂图3 座椅地板振动频谱为保证空勤人员工效性及乘员舒适性,在GJB720.5-89中的要求为:在直升机速度满足V xh <V ≤V max 的速度范围内定常直线飞行时,频率不大于20Hz 的振动加速度建议指标值为不大于0.15g㊂上述振动均值小于这一指标值,而驾驶员反应抖动时振动较大,已影响到正常操作,这主要是由于3.0Hz 属于异常频率,而且频率很低,并且采用FFT 计算振动频谱时,得到的是整个频谱上所有频率点在整段数据内的平均值,在对稳态数据进行处理时,能够很好地反应其振动情况,但对于包含突变信息的非稳态信号,采用该方法则会忽略掉这一重要信息,所以在对非稳态数据进行分析时FFT 存在一定的局限性㊂小波分析方法可以实现对数据的时频分析,获取其中的瞬态变化信息,对于任意函数f (t )的连续小波变换定义为:w (a ,b )=1a∫∞-∞f (t )ϕt -b ()a d t(1)式(1)中:ϕ(t )为小波基函数;a 为尺度函数,用于获得不同时频分辨率;b 表示小波基函数沿时间轴的平移量㊂基于Morlet 小波对抖动数据进行时频分析,结果如图4所示㊂从图4中可以看出,在抖动时短时间内出现了㊃66㊃3.0Hz 的振动峰值,且这一频率与驾驶杆横向操纵位移的波动周期相同,即小波分析算法可以对频谱随时间变化的非平稳数据进行分析㊂图4 小波分析结果小波分析在时频分析领域已得到广泛应用,且在时域和频域两个维度呈现了信号变化过程㊂采用小波分析对数据进行分析,得到了数据中所包含的异常频率及其出现时间,但小波分析结果并非精确值,故所得结果无法直接用于空勤人员工效性的定量评价㊂为进一步查看这一异常频率振动量值的详细变化情况及分析抖动原因,本文引入修正后的傅立叶级数展开算法对振动数据进行分析㊂2.2 修正后的傅立叶级数展开算法直升机振动分析主要针对离散频点,在数据分析时,可以根据每次分析频点的不同,采用傅立叶级数展开的方法,快速计算得到对应频点振动量值的变化趋势,傅立叶级数展开公式为:X (n )=1N ∑N -1m =0x (m )e -j 2πnm/N (2)式(2)中:N 为单次展开计算时数据长度㊂采用FFT 或者傅立叶级数展开算法进行数据分析时,如果分析频率不能落在频谱某一频率点上,计算结果误差较大㊂为提高分析精度,需增加单次计算时的数据块长度,但增加数据块长度后,对于非稳态数据计算结果误差同样较大㊂在某些飞行状态下,尤其是机动飞行时,直升机振动量值存在不稳定性甚至振动突变,针对这一情况,可以采用式(3)所示的修正后的傅里叶级数展开公式进行计算,以此来提高数据准确性㊂X (n )=1N ∑N -1m =0x (m )e -j 2πnm/kN(3)式(3)中:k 为傅里叶级数展开公式中数据长度N 的修正系数㊂采用修正前后的傅里叶级数展开算法计算得到的结果如图5所示,图中数据所用仿真信号采用式(4)生成㊂图5 傅里叶级数展开计算结果f (t )=10sin(2πf 1t )+4cos(2πf 2t )(4)式(4)中:f 1=21.3Hz;f 2=80.0Hz;t 为仿真信号持续时间,s㊂仿真计算时,数据长度N 和采样率f s 均取5120,仿真信号包含21.3Hz㊁80Hz 两个离散频率点,修正前80Hz 恰好落在频谱某个频率点上,其幅值为4g;但21.3Hz 未落在频谱某个频点上,其幅值为8.58g,而实际幅值为10g,误差达14.2%,并且分析频点距离频谱频点越远,误差越大;修正后21.3Hz也能落在频谱某个频点上,其幅值为10g㊂对比发现,不增加数据长度N ,通过设置k 可以大大提高计算精度,但对傅里叶级数展开算法进行修正时,也存在两点不足:1)k 值越大,计算量越大;2)修正后的傅里叶级数展开公式,可以准确获取关注频率处的结果,但其临近频率处的结果存在一定误差㊂考虑到直升机振动分析时主要针对指定的离散频率,所以可以只针对相应频点进行展开计算,以减小计算量,节约计算用时㊂另外,指定分析频率临近频点存在误差,但对指定频率的结果并无影响,所以修正后的傅里叶展开算法可以用于直升机非稳态振动分析㊂2.3 直升机抖动分析采用上述分析方法,计算得到直升机主副驾驶员座椅地板侧向3.0Hz 振动量值变化曲线如图6㊃76㊃所示,对应相位变化如图7所示,为给出该振动量值的详细变化趋势,计算时数据重叠率取0.8㊂图6 主副驾驶座椅地板侧向振动量值图7 主副驾驶座椅地板侧向振动相位从图6和图7可以看出,在出现抖动时,3.0Hz 对应的振动量值明显增大,主驾驶座椅地板瞬态最大值达到0.062g,副驾驶座椅地板瞬态最大值达到0.066g,且二者振动相位相同,即直升机主副驾驶员座椅地板同相位振动,与直升机抖动现象相符㊂在抖动过程中,在机头前部㊁主减上端面㊁尾减等处同样测得了这一频率对应的较大振动量值,如图8所示㊂由图中可以看出,直升机不同位置均存在3.0Hz 振动,即抖动属全机振动㊂对直升机传动系统分析发现,各动部件旋转频率及其谐频并不包含3.0Hz 这一频率,但抖动过程中,直升机不同位置均出现了这一异常频率,由此推断3.0Hz 应为特定飞行状态下激起的直升机某阶振型对应的频率㊂图8 直升机不同位置处的振动量值查找直升机相关资料并进一步分析知,3.0Hz 为大速度飞行时由气流激起的旋翼摆振后退型频率,在激起摆振后退型后旋翼与机体耦合产生的气动机械不稳定性即表现为抖动㊂在驾驶直升机时,驾驶员与直升机是一个耦合系统,当直升机出现抖动时,会引起试飞员随直升机一起抖动,有可能导致试飞员对驾驶杆一个被动输入,进而可能加剧直升机的抖动程度,抖动过程中人机耦合关系如图9所示㊂图9 抖动过程中人机耦合示意图当出现抖动时飞行员及时减小总距,改出当前试飞状态,直升机抖动程度才未进一步放大,但根据飞行员反应,抖动程度对飞行员安全驾驶已造成一定影响,建议执行后续试飞科目前,对摆振阻尼器㊁旋翼拉杆等部件做进一步检查或更换,以减小大速度下的抖动程度,降低试飞风险㊂如果目前类型的阻尼器的阻尼值无法满足更大速度飞行时,可以考虑更换其他类型阻尼器,如磁流变减摆器,该类型阻尼器可根据需要调整阻尼值从而抑制直升机地面和㊃86㊃空中的机械不稳定性[8]㊂另外,动态失速的发生会导致直升机空中稳定性明显降低,特别是在直升机作重载前飞以及机动飞行时[9],所以在执行试飞试验点时,建议采用逐步外推的试验方法,并制定相应的应急处置预案㊂3摇结论通过对直升机异常振动分析可知:1)修正的傅里叶级数展开算法可以在不增加数据长度的前提下,提高频率分辨率和数据精度,为直升机非稳态信号分析提供了一种有效的振动分析方法;2)采用小波分析和修正的傅立叶级数展开算法对抖动数据进行计算,准确地获取了数据中所包含的瞬态变化信息,为空勤人员工效性的正确评价提供数据支撑;3)大速度下激起的旋翼摆振后退型进而导致的直升机气动机械稳定性变差是直升机抖动的主要原因,为避免后续抖动程度进一步增大,建议及时检查或更换旋翼阻尼器㊂参考文献[1] 凌爱民,钱峰,朱艳.直升机空中共振安全边界预报与验证[J].直升机技术,2013,(2):1-7.[2] 赵明生,张建华,易长平.基于小波分解的爆破振动信号RSPWVD二次型时频分析[J].振动与冲击,2011,30(2):44-47.[3] 徐永勤,高亚东,李清龙.基于小波变换和神经网络的直升机旋翼不平衡故障诊断方法[J].南京航空航天大学学报,2017,49(2):212-218.[4] 覃慧,南江红.旋转机械故障诊断的时频分析方法比较[J].科学技术与工程,2011,11(9):1991-1994. 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故障树法排除某型直升机空中异常抖动故障
故障树法排除某型直升机空中异常抖动故障作者:杨立海张家鹏杨新良刘铁志齐达来源:《航空维修与工程》2020年第10期摘要:对一架某型直升机空中异常抖动故障进行分析,通过建立该直升机空中异常抖动故障树方法得出故障原因,并排除了故障。
关键词:故障树法;自动驾驶仪系统;抖动Keywords:fault tree method;autopilot system;tremble直升机出现空中异常抖动情况会给飞行员的操纵带来困难,同时也会造成机体机构损伤、机载部件性能下降等后果,严重影响飞行安全。
直升机出现异常抖动故障后,一定要及时开展排故工作。
1 故障现象一架某型直升机在自动驾驶仪接通情况下出现空中机体异常抖动情况,飞行员断开自动驾驶仪系统后,抖动情况得到明显改善。
该机在上个飞行场次中刚刚更换了自驾计算机,并进行了一个场次的验证飞行,当时没有出现抖动情况。
前期飞行中,该机曾出现类似抖动情况,当时检查操纵系统各部件没有异常,但仍然更换了自驾系统的相关机件,查看这些检修机件的返厂维修履历本,发现没有故障情况。
该机曾因此停飞过一段时间。
2 自动驾驶仪系统工作原理安装在该型直升机上的自动驾驶仪(见图1)是一个四通道自动驾驶仪,包括一个能够接收从各传感器、飞行操纵台和各操纵开关发来信号的电子装置——计算机,并由该装置将信号送至舵机。
该自动驾驶仪具有三轴姿态稳定、人工操纵增稳和气压高度稳定等功能,其基本稳定功能是通过航姿系统、速率陀螺组和气压高度差传感器给出的信号来保证的,从起飞到着陆的所有飞行状态都可使用自动驾驶仪系统,可以明显改善直升机的飞行品质,减轻飞行员的驾驶疲劳。
3 故障分析及排除3.1 自驾系统故障分析1)自驾计算机及其接线故障该型计算机的功用:对各传感器(航姿系统、速率陀螺组、侧向加速度计、气压高度差传感器和接触杆)发来的信号以及飞行操纵台和直升机各有关操纵杆、开关发出的控制信号进行综合、转换、计算、放大,然后输送给舵机的伺服阀,由舵机及其他操纵机构操纵直升机完成各种飞行动作。
直升机自动驾驶仪机头摆动问题分析
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直升机 自动驾驶仪机头摆动问题分析
安可 / 中航工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
摘 要: 直 升 机 的 平 稳 安 全 运 行 与 自动 驾 驶 仪 的功 能 发 挥 密 不 可 分 , 而 实际运作环 节 , 机 头摆 动 问题 却 屡 见 不 鲜 , 这 将 严 重 影
一
、
分析 出故障发生 的 后 , 就 可以计 卣升 饥的悬停 阶段 ,航线保 持功能 对发生的原 因制作解决方案。山航 向陀 的 发挥必不 可少 ,但是如 果机头 出现摆 动 工作原理分 析可见 : 输给 自动驾驶 仪的磁 现象 ,就代表保持功能 出现漏洞 及故障性 航 向信号是 由 A同步 器输入 , 冉通过 B川 问题 , 在对 该类问题进行研究时 , 需要从 自 步器输 出。根据航 向陀螺的结构 , 由 动 驶 仪 的航 线保 持功 能 的运 行原 理 入 于多了个齿 轮系的传动 环节 , 使信号产 j 干 ,而 导致航线保持功能异常 的原 因是 来 较长的延时 , 这是产生故障的主婴陬 因 自多方面的 ,这就需要根据实 际情 况进行 要解 决这 一 故障 , 就应该 测 一 下 何针对性的故障源判 定 ,其 中最为 常见的 产 陀螺 的延时时 间, 再测一 下 日 产航 ㈣陀 图 1 . C G1 3 0工作 原理 的方块图 战 障 原因 人多 为 自动驾 驶 仪本 身存 任 问 通常情 况下 , 如果 自动驾驶 仪不 存任 螺的延 时时间 ,否两者 存住多人 的 肄 , 题 、航 向陀螺 以对 目标方 向进行精 准判 故障 , 从 而他 那么 问题 就是 出任 航 向陀螺上 。航 然后调整 国产航向 陀螺 的齿轮系 , 断、 尾 桨等关键性组件使用功能受 限等等 。 向陀 螺的 B 、 C 、 D同步器 分别 为 自动 驾 驶 其延 时时 间小 于或 等于法 产 陀螺 时 在 对 什机 自动驾驶 仪 的 机头 摆 动 步 无线 电磁 指示 器 ( I R MI ) 和 水平位 置指 时 间。另外 一种 解决 方 案是取 消 B 问题进行判 断时 ,为了确保 其精 准度 , 可 示 器 ( 将 自动驾驶仪 需要的磁肮 向 接 HS I ) 提供 同步地磁 信号 。由航 向陀 器 , 以将 航 陀螺拆除 , 如果换 j : 一 个陀螺 螺 的 工作原 可 知 , 为此需要承制 做 l B 、 C、 D同步器 输出 的 山 A同步 器输 出。 后, 摆 动 问题 小 再出 现 , 就 说明 其故 障源 信 号完全 一样 。而在 直升机 卜肉眼观察 , 测 试国产航 向陀螺的延 时与法产 陀 作是: 头 茌航 向陀螺上 , 这就可 以有手 斗 对 性性 的 可以发现无线 电磁指示髂 ( 以便承 制r 今后的 , : R MI ) 和水平位 螺 的延时差 别 , 开展 故障榆 测及排 除 作 , 这不仅 可以 更 置指 示器 ( 村绝 类似 敞障丁 耳 玖 H S I ) 的指 示末 发现异 常 。因此 中严格控制此项 指标 , 加高 效的完 战故障清 除工作 , 后续 直升机 可以判 断 帆 向陀螺 输出 的航 向信 号基 本 发 生 ;取消 国产 航向陀螺 中 B同步 , 试飞 丁作的 展也就 能够更加顺 畅 , 飞行 正 确 。航 向陀螺 是 法国 陀螺 的 国产 化产 将 自动驾驶 仪 需要 的磁航 向信 直 接 … 安 命也 能够 得 到充 分保 讧 E , 因此 , 找到 机 船 , D同步 昕 带 两者 的原砰千 口 构 成基 本一致 。之所 以 A 同步嚣直接输 出。由于 C、 头摆 动敝障 的问 昕 , 并锁 故 障源 出 装 固产航 向陀螺会 出现 机头摆 动现象 , 对 号他也 装 的负载是指 示器 中的罗盘卡 , 就战为 行安全 的首要前提 。 肉眼 是很难 查觉 , 影 响磁 叭 m 法产 陀螺无 此敝障 , 应 该是制造 的工艺水 的延 时 , 在 航 向保 持功能 中 , 航 向陀螺 的丰耍 平的差 异。法产陀螺的信号传递延 时比较 的指示 。因此 C 、 D同步 保持原状念 , 作 用是 稳 定磁传 感 髂传 来的磁 航 向信 号 小 , 没超过 允许 的门限 。而围产航 向陀螺 做任何 改动 。 并传递 给 自动驾驶仪计 算机 , 是计 算机 中 延时 比较长 , 综 卜 昕述 , 试飞方 案 预设 对提高 所以出现引言所述故 障。 前航 向与 基准 航向的信号源 。根据 卜 述 行 效率来说至 关雨要 ,在实 际试 阶 , 航 向倮持的 ] 一 作原秤不 难看… , 自动驾驶 可 以通 过替换航 向陀螺 , 对 机 动川鼬 仪 汁算机甚航 向保持 的核心 , 若计算机 中 进行 深入探 究及 系统分析 , 如果这 前航向与 基准航 向信 号出现 问题 , 那 幺 能 够得到有效解 决 , 就 可以进 步眦丌 j j 陂 向保持功 能很可能出现故障 。结合航 向 障源头在航 向陀螺上 , 在这 一环 节巾栈 Ⅲ _ 保 恃功 能 的工 作原 耶币 口 航 向陀螺 工 作原 以对故障产 生原因进行精准 削惭 , 从 对 自动驾驶仪与 磁航 向信 号的 交联 关 理 有效的开展 强化措施将 问题 决 , 越T 系进行 了详细 的探讨千 口 分忻 , 找出 了饥头 仅 能够 为直 升机 的飞行 安命 提 高 障发 幼现象的 原因。 全 性保障 . 直升机 的试 效率 能有昕 图2 航 向偏 示意 图 2 机 义 动的 。 这对 未来商升机的 未来发展 来说人 假设 陀螺 输 出的 航 向信 号的延 时为 升 , 直升 机 现机 摆动 现 象说 明商 升 △t 如图 2所示 , 由于航 向信 号延时的存 稗 益 。 机 当前航 向与基 准航向不。敢 。由航向保 在 , 参考文献 在接通 自动驾驶 仪“ 航 向保持 ” 功 能瞬 持功能 的 作 原理可知 , 基 准航向 足存 接 问 ,自动 驾驶 仪 计算 机储 存 的磁 航 向是 … 李鹏。 某型机 自动 飞行控制 系统设计 与 通 自动驾驶仪 的航 向保持 功能瞬 间 , 自动 △c J 】 . 工 业控 制 与 应 用 , 2 0 1 2 ( 0 3) 秒前 的磁航 向 ,与 真实 的磁航 向有偏 应 用【 驾驶 仪 汁算机 存 储 由航 向陀螺 传 来的 航 差 。 2 】 马云 岗 小型油动 直升机 的 自动驾驶仪 如此 , 当 △t 秒后真实的磁航 向信 号传 【 向信号 。冈此在 理论 _ f = , 两者 的信号 应当 设计【 D 】 . 西安 电子科技 大学, 2 0 1 2
某型航空发动机振动值摆动故障诊断
某型航空发动机振动值摆动故障诊断
钱征文;程礼;范家栋;陈卫
【期刊名称】《振动、测试与诊断》
【年(卷),期】2012(032)002
【摘要】针对某型双转子航空发动机拍振振动值摆动的问题,推导了拍振形成的条件.结合该型发动机的结构特点,对不同测点的振动信号进行了分析,确定了拍振产生的原因和振源位置.在此基础上,对低压转子振动、高压转子振动及附件传动轴的振动3个信号的合成规律进行了仿真计算,提出了该型航空发动机振动值摆动故障的排除方法.结果表明,该型发动机产生振动值摆动的根本原因是低压转子振动与附件传动轴的振动频率接近,形成了拍振.降低振动值摆动的有效方法是降低低压转子和附件传动轴的振动量.
【总页数】6页(P208-213)
【作者】钱征文;程礼;范家栋;陈卫
【作者单位】空军工程大学工程学院西安,710038;空军工程大学工程学院西安,710038;空军工程大学工程学院西安,710038;空军工程大学工程学院西
安,710038
【正文语种】中文
【中图分类】V235
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基于影响系数法排除共轴旋翼直升机抖动故障
基于影响系数法排除共轴旋翼直升机抖动故障方旭萌;张丰琦;柯文【摘要】直升机抖动问题是直升机在设计、制造和维护中都要进行预防和处理的重要技术问题,直升机抖动不仅降低乘座舒适性,同时使直升机结构产过大动应力,容易造成机体结构疲劳损伤和机载设备损坏,因此在使用维护中如何正确诊断故障并采取措施,是保证直升机安全的关键.文中在介绍动态影响系统法的基础上,提出共轴旋翼直升机抖动故障处理措施.【期刊名称】《机械工程师》【年(卷),期】2016(000)009【总页数】3页(P203-205)【关键词】直升机;影响系数;抖动;旋翼【作者】方旭萌;张丰琦;柯文【作者单位】92074部队,浙江宁波315021;92919部队装备部,浙江宁波315021;92919部队装备部,浙江宁波315021【正文语种】中文【中图分类】V275.1直升机在飞行中出现抖动现象,必然有不平衡力作用在直升机上,直升机运动旋转部件有旋翼桨叶、发动机、减速器等。
直升机抖动属低频振动,同时也是机组乘员能明显感知的振动,发动机、减速器产生的振动频率范围在20~310 Hz之间,旋翼转速为272 r/min,产生的振动频率为4.53 Hz。
因此旋翼不平衡是产生直升机抖动的主要因素。
由于制造误差,旋翼桨叶和桨毂存在一定的不平衡性,旋翼桨叶在使用中会出现磨损、腐蚀、内部形变和吸水不均问题,这些因素会造成旋翼不平衡性超出规定范围,当旋翼高速旋转时,将产生不平衡离心力。
在离心力的作用下,直升机会呈现“筛状”和“周期摇晃”抖动。
某型机采用共轴双旋翼的升力系统,上下两层旋翼转速相同,旋转方向相反以达到相互抵消反扭力矩,保持直升机航向稳定性。
相对于单旋翼直升机,多了一个激振源。
并且上旋翼较高,产生的激振力矩对直升机的影响较大。
本文通过分析共轴直升机受力情况,提出应用影响系统法来消除旋翼旋转不平衡问题。
1.1 直升机在地面受力状况如图1所示。
1.2 受力分析通过分解,将两层旋翼离心力合力分解为x轴方向(左右方向)和y轴方向(前后方向),取旋翼的某一个状态如图1所示为初始状态,当上下两层旋翼以相同角速度ω相反方向旋转时,受力如下:上层旋翼离心力在x轴的分量为上层旋翼离心力在y轴的分量为下层旋翼离心力在x轴的分量为下层旋翼离心力在y轴的分量为上下旋翼离心力对直升机产生的绕y轴的滚转力矩为上下旋翼离心力对直升机产生的绕x轴的俯仰力矩为上述公式中,取θ1=30°,θ2=40°,ω=28.5 rad/s,F上=20 kg,F下=20 kg,H上=5.5 m,H下=4 m。
某型直升机自动驾驶仪机头摆动问题分析
某型直升机自动驾驶仪机头摆动问题分析
张守权
【期刊名称】《自动化技术与应用》
【年(卷),期】2015(034)009
【摘要】本文对某机型试飞过程中出现机头摆动故障现象进行了探讨和分析,找出了故障产生的原因和解决的办法,从而排除了故障,确保了飞机试飞任务的完成.【总页数】4页(P124-127)
【作者】张守权
【作者单位】海装驻沈阳地区军事代表局,辽宁沈阳110031
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直升机异常振动分析
直升机异常振动分析
张毅
【期刊名称】《科学技术创新》
【年(卷),期】2024()10
【摘要】对直升机振动过大的原因进行分析,通过频谱分析法找到引起直升机振动过大的特征频率,对特征频率进行分析和判断,通过试验验证最终确定引起直升机振动过大的原因:是由飞行控制系统介入引起的直升机强迫振荡问题。
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【总页数】4页(P203-206)
【作者】张毅
【作者单位】昌河飞机工业集团有限责任公司
【正文语种】中文
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4.某型直升机异常振动问题分析
5.直升机脚蹬异常低频振动分析
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第二十八届(2012)全国直升机年会论文
某型直升机飞行抖动故障分析与排除
曹学峰1张宏斌1赵鹏2李春虹1
(1.陆军航空兵学院机载设备系,北京101123;2. 71906部队,山东聊城252000)
摘要:本文针对某型直升机在飞行过程中蹬左舵时直升机出现抖动,而蹬右舵时故障消失的故障现象进行了分析,并根据故障现象及相关测试判断故障部位为控制增稳系统的航向开关拉杆。
通过对航向开关拉杆调整消除了故障。
本文对此类故障的排除具有一定参考价值。
关键词:直升机;抖动;控制增稳系统;航向开关拉杆
1 故障现象及初步判断
陆航某团某型直升机在一次飞行训练中,蹬右舵直升机进入右转弯,飞行正常。
但当飞行员蹬左舵,试图驾驶直升机进行左转弯时,直升机开始出现航向抖动。
随后直升机也进入了左转弯,但是抖动并没有停止,而当退出转弯或切断控制增稳系统后,抖动停止。
通过以上现象可以发现,出现故障的关键有两点:一是进入左转弯时故障发生,而当退出左转弯或做右转弯时无故障现象;二是控制增稳系统的通断,当接通控制增稳系统时故障出现,而断开后故障消失。
因此,通过以上分析可以初步判断故障部位为控制增稳系统。
为了进一步查清故障原因,排除故障,需要对某型直升机的控制增稳系统做详细了解。
2 控制增稳系统结构及工作原理
2.1 控制增稳系统功能及特点
某型直升机控制增稳系统是一个三轴系统,即能够控制纵向周期通道(俯仰轴)、横向周期通道(横滚轴)以及尾桨控制通道(偏航轴)[1]。
飞行前,在地面上可以利用操纵台进行增稳系统的自检测,根据检测结果可以判别增稳系统工作是否正常。
飞行中增稳系统可以根据比较监控结果自动断开故障通道,并发出告警信息。
其主要功能如下:
(1)接通控制增稳系统之前,利用周期变距杆上的比普按钮进行俯仰和横滚轴的人工电气配平,可以通过相应的并联舵机人工控制卸除驾驶杆上的载荷。
(2)接通控制增稳系统之后,可完成以下功能:
○1俯仰、横滚和航向通道的控制增稳、保持和自动配平功能。
○2透明操纵方式下,俯仰、横滚通道比普控制、比普加杆控制、杆断开操纵功能。
即:当操作结束后将保持新的姿态基准。
○3俯仰、横滚通道的杆操纵功能—人工超控驾驶(透明操纵方式):不按压驾驶杆上的杆力释放按钮(DBM),不卸掉俯仰和横滚并联舵机产生的预应力所进行的带杆力的人工操纵方式。
当操作结
束后将自动恢复到初始的、操作之前的飞行姿态基准上。
○4航向通道的脚蹬操纵功能(透明操纵方式):通过改变脚蹬的位置和方向控制直升机的航向变化。
当操作结束后将保持在新的飞行航向上。
○5空速、气压高度、巡航无线电高度保持功能。
○6自动导航、总桨距预控、紊流抑制等其他功能。
2.2 控制增稳系统组成及结构
控制增稳系统组成结构如图1所示。
图1 控制增稳系统组成结构图
由图1可见,控制增稳系统包括以下几个主要组成部分:
(1)传感器部分
传感器部分主要由陀螺地平仪、速率陀螺、侧向加速度计、总距位置传感器、脚蹬位置传感器、周期杆位置传感器和航向拉杆开关等组成。
(2)计算放大部分
由控制增稳计算机、大气数据计算机和伺服放大器组成。
(3)控制部分
由操纵台、耦合器操纵台,周期杆、总距杆、脚蹬以及相应的按钮电门组成。
(4)执行机构
执行机构为电动操纵舵机,按其功能及结构可分为并联(配平)舵机和串联舵机。
2.3 控制增稳系统工作原理
控制增稳系统接收到航姿系统提供的姿态角及航向角信号、速率陀螺提供的俯仰和倾斜角速度信号、侧向加速度计提供的侧向加速度信号等,由信号放大部分进行综合放大处理,控制电动操纵舵机工作,对直升机进行控制,实现控制增稳功能。
控制增稳功能由增稳回路和增控通道两部分组成,增控通道由杆位移传感器和指令模型构成。
驾驶员进行杆操纵时,通过杆位移传感器直接将杆操纵转换成电信号加到增稳回路前,由电动舵机经过助力器直接作用于直升机自动倾斜器,克服增稳回路的阻尼作用,增强直升机的机动性。
以俯仰轴为例,工作原理如图2所示。
横滚和偏航轴与俯仰轴的工作原理相似,偏航通道的控制增稳仅
用于脚蹬转弯工作方式。
图2 控制增稳系统工作原理图
3 故障分析与排除
3.1 控制增稳系统自检测
根据故障现象已经判断出故障部位可能为控制增稳系统,因此利用控制增稳系统自检测功能进行故障检测。
若检测结果显示为“0”,则说明系统正常,若为“1-7”中某个或多个数字,则可通过《故障分析手册》查找故障原因。
但该机返回地面后进行控制增稳系统通电自检测结果显示“0”,表明系统自检测无故障。
3.2 进一步分析
对直升机进行通电检查,接通控制增稳系统。
当蹬右舵时系统工作平稳,无异常情况。
但蹬左舵时,有轻微的卡滞感觉。
再观察航向串联舵机,当蹬右舵时不工作,当蹬左舵时航向串联舵机在不断的伸缩变化,说明航向通道没有断开。
而对航向通道接通和断开进行控制的是航向拉杆开关。
其功能是探测由驾驶员操纵脚蹬引起的任何人为的航向操纵位移,此时回路2处于同步方式。
偏航通道的二个回路单纯的工作在阻尼状态,以及产生的航向操纵脚蹬的载荷同转动的速率成正比。
其结构如图3所示。
对航向拉杆微动开关的动作间隙进行调整,结果发现无论如何调整故障均不能排除。
随后将航向拉杆微动开关拆下检查发现,触动微动开关摇臂上的滚柱不在中立位置。
由此造成了当拉杆受到推力(4.8公斤)时可断开航向通道的控制,但拉杆开关受到拉力时航向通道不能断开。
从而造成当控制增稳系统接通时,飞行员蹬左蹬试图使直升机进入左转弯,而控制增稳系统却通过航向拉杆阻止直升机进入左转弯状态。
两个互斥的力作用于直升机上使直升机发生抖动。
图3 航向拉杆开关拉杆
1-航向操纵连接的配合端头2-微动开关滚柱3-电气插座4-微动开关安装螺
钉5-微动开关调整螺钉6-微动开关支架安装螺钉7-带螺纹的拉杆8-弹簧9-
开口(非载荷位置)10-开口调整螺母
3.3 故障排除
对航向开关拉杆的结构和开关间隙的配合调整,使拉杆的推、拉力达到4.8公斤时均能断开航向通道的控制。
然后将直升机恢复后通电检查,故障消失。
4 总结和建议
(1)发生此类故障时不能盲目相信控制增稳系统自检测结果。
某型直升机上控制增稳系统的自检测系统在检测过程中,由于航向拉杆微动开关为常闭开关,因此对于航向开关拉杆不论推、拉,只要能够闭合,检测就通过,即:显示为正常。
若盲目相信自检测结果则故障无法进一步进行分析。
(2)日常维护过程中,除了注意检查航向开关拉杆的外观及动作外,还应该注意检查其在不同情况下的通断情况,发现问题及时排除。
参考文献
[1] ××型直升机部队培训教材(仪表电气分册)[M]. 北京:总参×××局,2007
Flight jittering fault analysis and elimination of certain helicopters
Cao Xuefeng1Zhang Hongbin1Zhao Peng2Li Chunhong1
(1.Department of Airborne Equipment, Army Aviation Institute, Beijing 101123, China)
(2.No.71906 PLA, Liaocheng 252000, China)
Abstract:Certain helicopter flight appears jittering when the left rudder was treaded, but the phenomenon disappeared when the right rudder was treaded. This fault phenomenon is analyzed in this paper. The fault part is the heading switch lever of control augmentation system by judging through fault phenomenon and correlation testing. The fault was cleared by adjusting the heading switch lever.
Keywords: helicopter; jittering; control augmentation system; heading switch lever。