Φ3.2 m風(fēng)洞共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)研制

黃明其, 楊永東,*, 梁 鑒, 彭先敏, 唐 敏

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 旋翼空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

目前，常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)由于氣動(dòng)特性的限制，飛行速度難以大幅提升。國(guó)外通過直升機(jī)構(gòu)型的革新，發(fā)展ABC(前行槳葉概念)旋翼，引入了共軸剛性旋翼系統(tǒng)和尾部推進(jìn)裝置等特色部件，從氣動(dòng)力方面解決了常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)速度難以突破的問題，成功研制了共軸剛性旋翼高速直升機(jī)[1-2]。

共軸剛性旋翼采用了前行槳葉概念，旋翼的升力主要由前行側(cè)槳葉提供，后行側(cè)槳葉則進(jìn)行卸載。高速飛行時(shí)，旋翼后行槳葉絕大部分都處于反流中，甚至反流區(qū)的邊界達(dá)到80%的槳葉半徑處；前行槳葉的槳尖氣動(dòng)環(huán)境也不同于小前進(jìn)比飛行狀態(tài)，此時(shí)槳尖馬赫數(shù)較大，通常達(dá)到0.9左右，在前行槳葉的槳尖處會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)激波。由于旋翼誘導(dǎo)下洗流的作用，上、下旋翼間存在復(fù)雜的氣動(dòng)干擾，干擾特性與旋翼布局、飛行狀態(tài)等直接相關(guān)。

針對(duì)ABC旋翼的復(fù)雜氣動(dòng)問題，美國(guó)早在20世

紀(jì)60年代就開始了研究[1]。1970年，為了驗(yàn)證全尺寸ABC旋翼系統(tǒng)的懸停和大速度前飛性能，在NASA AMES的全尺寸風(fēng)洞完成了1副ABC旋翼的風(fēng)洞試驗(yàn)研究[3]，試驗(yàn)風(fēng)速范圍41～92 m/s，前進(jìn)比0.21～0.91，測(cè)量了旋翼的氣動(dòng)性能、操縱、應(yīng)力和振動(dòng)數(shù)據(jù)；風(fēng)洞試驗(yàn)采用了專門研制的試驗(yàn)裝置，旋翼由1套具有雙動(dòng)力輸入的共軸減速器驅(qū)動(dòng)，為上、下旋翼分別配套了引電器，旋翼的氣動(dòng)力和力矩由風(fēng)洞天平測(cè)量，結(jié)構(gòu)載荷由槳葉上布置的應(yīng)變計(jì)測(cè)量；試驗(yàn)結(jié)果表明ABC旋翼在拉力能力、俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱能力等方面優(yōu)于常規(guī)旋翼。 1980年，在NASA AMES研究中心的全尺寸風(fēng)洞完成了XH-59A直升機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)[4]，目的是：(1) 提供必要的槳轂減阻和旋翼/尾梁/推進(jìn)系統(tǒng)間干擾抑制的技術(shù)數(shù)據(jù)，用于評(píng)估ABC直升機(jī)的潛能和可行性；(2) 提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)，用于解釋、澄清和強(qiáng)化飛行試驗(yàn)結(jié)果，并作為研究與1/5縮比模型試驗(yàn)結(jié)果相關(guān)性的基礎(chǔ)。試驗(yàn)的前進(jìn)比范圍為0.25～0.45，獲得的數(shù)據(jù)包括全機(jī)的氣動(dòng)力和力矩、旋翼的操縱位置及結(jié)構(gòu)載荷、振動(dòng)水平，以及孤立旋翼的氣動(dòng)性能。

近期，美國(guó)在X-2高速直升機(jī)的基礎(chǔ)上發(fā)展了S-97高速直升機(jī)。為獲得S-97從懸停到407 km/h的飛行包線內(nèi)的氣動(dòng)性能、穩(wěn)定性和操縱導(dǎo)數(shù)，在NASA Ames研究中心的NFAC (National Full-Scale Aerodynamics Complex)開展了馬赫數(shù)相似的1/3縮比旋翼和機(jī)身模型的風(fēng)洞試驗(yàn)[5]，旋翼模型直徑為3.2 m，采用了新研制的高度集成試驗(yàn)臺(tái)，上下旋翼的驅(qū)動(dòng)電機(jī)、減速箱、自動(dòng)傾斜器、作動(dòng)筒、天平等都安裝在機(jī)身模型內(nèi)部，可實(shí)現(xiàn)上、下旋翼氣動(dòng)力和力矩的分別測(cè)量。

為了支持JMR(Joint Multi-Role)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)SB>1 的研制，美國(guó)開展了一系列風(fēng)洞試驗(yàn)[6]，目的是為驗(yàn)證和改進(jìn)氣動(dòng)性能和飛行動(dòng)力學(xué)模型、提高對(duì)X-2這種構(gòu)型的高速直升機(jī)氣動(dòng)特性的認(rèn)識(shí)并提供數(shù)據(jù)。其中，就包括了1/5縮比的旋翼/機(jī)身/尾面/尾推模型在NFAC的風(fēng)洞試驗(yàn)，該試驗(yàn)中采用了與S-97縮比模型試驗(yàn)相同的試驗(yàn)臺(tái)。

此外，美國(guó)高校也開展了共軸剛性對(duì)轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究[7-9]，研制了專用的共軸對(duì)轉(zhuǎn)旋翼模型試驗(yàn)臺(tái)，旋翼模型直徑2 m，上下旋翼間距較小，槳葉片數(shù)可變；采用旋轉(zhuǎn)式天平分別測(cè)量上下旋翼的氣動(dòng)力和力矩，可測(cè)量操縱角和操縱載荷，上下旋翼的槳尖間距由光學(xué)傳感器監(jiān)測(cè)；風(fēng)洞試驗(yàn)的前進(jìn)比范圍為0.21～0.53，旋翼總距范圍為2°～10°；通過試驗(yàn)，重點(diǎn)研究了升力偏置對(duì)旋翼性能的影響、振動(dòng)載荷隨前進(jìn)比的變化、旋翼間相位角對(duì)振動(dòng)載荷的影響等。

國(guó)內(nèi)在共軸剛性旋翼的風(fēng)洞試驗(yàn)研究方面，也開展了一些工作[10-11]。文獻(xiàn)[10]構(gòu)建了小型的共軸旋翼模型試驗(yàn)臺(tái)，研究了上下旋翼間距、前飛速度對(duì)旋翼性能的影響，試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹睆綖?.4 m。文獻(xiàn)[11] 著重從試驗(yàn)方面對(duì)懸停狀態(tài)和前飛狀態(tài)下旋翼非定常氣動(dòng)性能進(jìn)行分析研究，目的是了解旋翼總距、間距、轉(zhuǎn)速和風(fēng)速等參數(shù)對(duì)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性影響的規(guī)律，探索氣動(dòng)性能最佳的非定常氣動(dòng)模型，試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹睆綖?.2 m。

可以看到，美國(guó)在成功進(jìn)行了共軸剛性旋翼高速直升機(jī)的飛行演示驗(yàn)證后，仍然繼續(xù)開展縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)與研究，通過對(duì)共軸剛性旋翼復(fù)雜尾流、氣動(dòng)性能與載荷、氣動(dòng)干擾、振動(dòng)載荷等的測(cè)量，進(jìn)一步提高認(rèn)識(shí)，發(fā)展相關(guān)的分析計(jì)算方法，為新型復(fù)合式共軸剛性旋翼高速直升機(jī)的發(fā)展提供技術(shù)參考。

我國(guó)在共軸剛性旋翼高速直升機(jī)方面的研究處于起步階段，理論方法和試驗(yàn)技術(shù)均需要發(fā)展。為了深入研究共軸剛性旋翼大前進(jìn)比前飛狀態(tài)下的非定常流動(dòng)機(jī)理，探索與常規(guī)旋翼氣動(dòng)環(huán)境區(qū)別的本質(zhì)特征，分析共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)干擾特性，迫切需要發(fā)展相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備與技術(shù)。為此，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)為Φ3.2 m低速風(fēng)洞配套研制了共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)(見圖1，后文簡(jiǎn)稱“共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)”)，可完成直徑2 m共軸剛性旋翼模型的槳尖馬赫數(shù)相似試驗(yàn)，上、下旋翼共軸反轉(zhuǎn)、間距可調(diào)，是研究共軸剛性旋翼氣動(dòng)特性的關(guān)鍵基礎(chǔ)設(shè)備。

1 共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)的研制目的及用途

共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)研制的主要目的是：綜合應(yīng)用載荷測(cè)量、流動(dòng)顯示和測(cè)量的方法，獲取共軸剛性雙旋翼的氣動(dòng)性能、上下旋翼間的氣動(dòng)干擾特性，為共軸剛性旋翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)與研究提供風(fēng)洞試驗(yàn)支持。

共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)的主要用途包括：在風(fēng)洞中進(jìn)行共軸剛性旋翼流動(dòng)機(jī)理、氣動(dòng)干擾特性、構(gòu)型參數(shù)影響等試驗(yàn)研究；對(duì)共軸剛性雙旋翼渦/渦碰撞、尾跡畸變的機(jī)理進(jìn)行試驗(yàn)研究，測(cè)量大前進(jìn)比前飛狀態(tài)下的旋翼升阻特性及前后側(cè)槳葉徑向流特性等流動(dòng)細(xì)節(jié)，揭示共軸剛性雙旋翼復(fù)雜的流動(dòng)機(jī)理，為共軸剛性對(duì)轉(zhuǎn)旋翼理論分析和設(shè)計(jì)提供保障。

2 共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)的設(shè)計(jì)

2.1 總體方案

為了實(shí)現(xiàn)上、下旋翼模型的氣動(dòng)性能測(cè)量，以及旋翼間距可調(diào)節(jié)的功能，結(jié)合Ф3.2 m風(fēng)洞的情況，采用了上、下旋翼模型分別安裝在基礎(chǔ)框架上、隨框架同步改變旋翼軸傾角的總體布局方案。開展風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，將分體式共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)安裝在Ф3.2 m風(fēng)洞開口試驗(yàn)段的多功能平臺(tái)上(見圖1)。試驗(yàn)臺(tái)主要由固定臺(tái)架、活動(dòng)支架、動(dòng)力傳動(dòng)系統(tǒng)、主軸傾斜系統(tǒng)、旋翼操縱系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)、數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)等構(gòu)成，總體構(gòu)成及布局方案如圖2所示。

圖2 共軸試驗(yàn)臺(tái)總體布局

2.2 試驗(yàn)臺(tái)分系統(tǒng)簡(jiǎn)介

固定臺(tái)架由底座、立柱等組成，是固定驅(qū)動(dòng)電機(jī)、支撐活動(dòng)支架的基礎(chǔ)，并實(shí)現(xiàn)與Ф3.2 m風(fēng)洞多功能平臺(tái)或地面調(diào)試間基礎(chǔ)的連接。

川崎機(jī)器人（天津）有限公司主要負(fù)責(zé)川崎重工生產(chǎn)的機(jī)器人在中國(guó)境內(nèi)的銷售、售后服務(wù)以及技術(shù)咨詢等工作，并從顧客的角度開發(fā)和提供高性能產(chǎn)品。目前主要業(yè)務(wù)包括各種工業(yè)機(jī)器人的銷售以及安全調(diào)試、維修、點(diǎn)檢和緊急修理等售后服務(wù)工作，同時(shí)為客戶儲(chǔ)備了大量備品備件，并為客戶提供機(jī)器人基礎(chǔ)知識(shí)以及安全操作、維修等服務(wù)。

活動(dòng)支架由框型支架和抑振機(jī)構(gòu)組成，用于支承動(dòng)力傳動(dòng)系統(tǒng)、旋翼操縱系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)、數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)以及旋翼模型等。

動(dòng)力傳動(dòng)系統(tǒng)主要由1臺(tái)電動(dòng)機(jī)、5臺(tái)減速器及相應(yīng)傳動(dòng)軸、聯(lián)軸節(jié)等組成。采用了一進(jìn)兩出的動(dòng)力傳動(dòng)方案，實(shí)現(xiàn)上、下旋翼同步及對(duì)轉(zhuǎn)的要求。由減速器、傳動(dòng)軸、聯(lián)軸節(jié)組成的傳動(dòng)軸路具有剛度大且穩(wěn)定的特點(diǎn)。

旋翼模型的姿態(tài)控制分別由主軸傾角系統(tǒng)和旋翼操縱系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。

主軸傾角系統(tǒng)由電動(dòng)作動(dòng)筒、支座、搖臂等組成，通過前、后電動(dòng)作動(dòng)筒的協(xié)同運(yùn)動(dòng)，控制活動(dòng)支架的角度，從而實(shí)現(xiàn)上、下旋翼軸傾角的同步控制。

旋翼操縱系統(tǒng)包含上、下旋翼操縱系統(tǒng)，分別由電動(dòng)作動(dòng)筒、控制器、工控機(jī)及控制軟件組成，通過作動(dòng)筒的線位移運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)自動(dòng)傾斜器的不旋轉(zhuǎn)環(huán)傾斜，實(shí)現(xiàn)對(duì)旋翼總距及周期變距的操縱控制。

旋翼氣動(dòng)力和力矩?cái)?shù)據(jù)的獲取由測(cè)量系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)來完成。測(cè)量系統(tǒng)由2套六分量旋翼天平、扭矩天平和彈性聯(lián)軸節(jié)組成，旋翼天平和扭矩天平間采用彈性聯(lián)軸節(jié)解耦。數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)采用PXI總線，具有96通道16位并行采集處理能力，采樣速率不小于100 kHz/通道[12]。

2.3 主要技術(shù)指標(biāo)

試驗(yàn)臺(tái)的主要技術(shù)指標(biāo)包括：試驗(yàn)臺(tái)臺(tái)架在Φ3.2 m風(fēng)洞的阻塞度小于5%；單旋翼模型的升力2200 N、扭矩200 N·m；電機(jī)最大功率為120 kW，采用Φ2 m旋翼模型時(shí)旋翼軸額定轉(zhuǎn)速為1860 r/min，轉(zhuǎn)速控制精度優(yōu)于1‰，槳尖馬赫數(shù)約為0.57；旋翼軸傾角范圍為±15°，傾角控制精度優(yōu)于0.1°；旋翼總距范圍為-5°～20°，旋翼周期變距范圍為-15°～15°，旋翼操縱角控制精度優(yōu)于0.1°；Φ3.2 m風(fēng)洞開口試驗(yàn)段風(fēng)速范圍為20～106 m/s。

3 解決的關(guān)鍵技術(shù)問題

共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)研制過程中，重點(diǎn)解決了臺(tái)體動(dòng)力學(xué)特性匹配和傳動(dòng)系統(tǒng)穩(wěn)定性問題。

3.1 臺(tái)體動(dòng)力學(xué)特性匹配

為確保試驗(yàn)臺(tái)在旋翼模型槳尖馬赫數(shù)相似條件下試驗(yàn)的安全，整個(gè)試驗(yàn)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性要進(jìn)行匹配，避免發(fā)生共振。為此，在試驗(yàn)臺(tái)的臺(tái)體及傳動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)之初，合理進(jìn)行結(jié)構(gòu)布置，并通過設(shè)計(jì)-計(jì)算-再設(shè)計(jì)-再計(jì)算的迭代設(shè)計(jì)，將試驗(yàn)臺(tái)的固有頻率調(diào)整到適當(dāng)?shù)姆秶?。?duì)最終設(shè)計(jì)方案的固有特性進(jìn)行了計(jì)算，其前六階的頻率分別為：3.53、5.00、5.05、6.20、6.80、7.17 Hz，圖3給出了典型的振型計(jì)算結(jié)果。

其中，一階振型為活動(dòng)臺(tái)架上下側(cè)沿電機(jī)軸反向擺動(dòng)，二階振型為活動(dòng)臺(tái)架上下側(cè)沿電機(jī)軸同向擺動(dòng)，三階振型為活動(dòng)臺(tái)架以其對(duì)角線為軸扭動(dòng)，四階振型為活動(dòng)臺(tái)架在其對(duì)角線平面里上下支架反向擺動(dòng)，五階振型為活動(dòng)臺(tái)架的下支架沿C型減速器的轉(zhuǎn)軸扭動(dòng)，六階振型為活動(dòng)臺(tái)架在其對(duì)角線平面里上下支架同向擺動(dòng)。

試驗(yàn)臺(tái)組裝后，通過結(jié)構(gòu)調(diào)整，固有頻率進(jìn)一步提高，并且成功避開了旋翼的額定旋轉(zhuǎn)頻率31 Hz及其倍頻。表1給出了共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)安裝在Ф3.2 m風(fēng)洞多功能平臺(tái)上時(shí)實(shí)測(cè)的八階固有頻率。

(a) 第一階振型

(b) 第三階振型

(c) 第四階振型

(d) 第六階振型

表1 試驗(yàn)臺(tái)固有頻率實(shí)測(cè)值(單位: Hz)Table 1 Measured natural frequency of the test stand (unit: Hz)

在后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，監(jiān)測(cè)到的試驗(yàn)臺(tái)振動(dòng)水平不大于0.2 g，表明試驗(yàn)臺(tái)的動(dòng)力學(xué)特性匹配問題得到成功解決。

3.2 傳動(dòng)系統(tǒng)穩(wěn)定性

共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)的一個(gè)特點(diǎn)是由1臺(tái)電機(jī)經(jīng)過特有的傳動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)上、下旋翼同步反向旋轉(zhuǎn)，從試驗(yàn)臺(tái)的布局圖(見圖2)可以看到，該傳動(dòng)系統(tǒng)的傳動(dòng)軸比較長(zhǎng)，存在“扭轉(zhuǎn)”振動(dòng)和橫向振動(dòng)的問題。為保證試驗(yàn)臺(tái)的傳動(dòng)系統(tǒng)在工作轉(zhuǎn)速范圍的穩(wěn)定性，開展了傳動(dòng)系統(tǒng)臨界轉(zhuǎn)速分析。

軸的振動(dòng)類型有橫向振動(dòng)(轉(zhuǎn)軸以某一角速度繞其幾何中心轉(zhuǎn)動(dòng)，同時(shí)彎曲的幾何中心有以某一角速度繞支撐中心線轉(zhuǎn)動(dòng))、縱向振動(dòng)和扭轉(zhuǎn)振動(dòng)，以及這些振動(dòng)的耦合形式。

以軸的橫向振動(dòng)臨界轉(zhuǎn)速為例，選用下面的公式計(jì)算：

(1)

其中：λk為支座形式系數(shù)，k為臨界轉(zhuǎn)速階數(shù)；E為彈性模量，MPa；I為截面慣性矩，mm4；W0為軸所受的重力，N；L為軸的長(zhǎng)度，mm。

計(jì)算得到本試驗(yàn)臺(tái)傳動(dòng)軸的第一階臨界轉(zhuǎn)速為5535 r/min，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于其工作轉(zhuǎn)速(約為1800 r/min)，因此傳動(dòng)軸不會(huì)發(fā)生共振。

4 模型試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 試驗(yàn)概況

為驗(yàn)證共軸試驗(yàn)臺(tái)的試驗(yàn)?zāi)芰Γ捎媚车湫偷膭傂孕砟Ｐ驮讦?.2 m風(fēng)洞開口試驗(yàn)段開展了懸停、前飛試驗(yàn)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹睆綖? m，矩形槳尖，采用NACA系列翼型配置。槳葉結(jié)構(gòu)采用上下不銹鋼夾板構(gòu)成，鋪層采用高模量碳布，揮舞一階相對(duì)頻率達(dá)到1.42; 2 m級(jí)共軸剛性旋翼槳轂(見圖4)具有4個(gè)變距搖臂。

圖4 共軸剛性旋翼槳轂

試驗(yàn)完成了上下單旋翼、雙旋翼懸停、前飛以及旋翼變轉(zhuǎn)速、變間距等多個(gè)狀態(tài)的研究，旋翼前進(jìn)比達(dá)到0.65、最低轉(zhuǎn)速1100 r/min,獲得了大量研究成果。

4.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性

圖5和6給出了上旋翼懸停試驗(yàn)上旋翼的CT～θ0.7、Cq～θ0.7重復(fù)性曲線，本次懸停重復(fù)性試驗(yàn)共進(jìn)行了7次(不同天)，試驗(yàn)最大總距13°，旋翼槳尖馬赫數(shù)Mat=0.57，最大拉力系數(shù)為0.019 35，拉力系數(shù)的重復(fù)性精度優(yōu)于0.58%；最大扭矩系數(shù)為0.002 274，扭矩系數(shù)的重復(fù)性精度優(yōu)于0.11%。

圖5 懸停狀態(tài)的拉力系數(shù)重復(fù)性

圖6 懸停狀態(tài)的扭矩系數(shù)重復(fù)性

5 結(jié)束語

所研制的共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)具有良好的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性，振動(dòng)水平低，整體性能優(yōu)良，使Φ3.2 m風(fēng)洞具備了承擔(dān)共軸剛性旋翼模型試驗(yàn)研究的能力，進(jìn)一步拓展了CARDC的直升機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究領(lǐng)域。

該試驗(yàn)臺(tái)為深入研究復(fù)合式共軸剛性旋翼直升機(jī)的氣動(dòng)特性及流動(dòng)機(jī)理提供了必要的技術(shù)基礎(chǔ)。

致謝:感謝孫海生、王暢、趙亮亮、章貴川、文龍等在共軸旋翼試驗(yàn)臺(tái)的立項(xiàng)、設(shè)計(jì)、調(diào)試和試驗(yàn)過程中給予的大力支持和付出的辛勤工作。