旋翼／機(jī)身組合模型試驗臺技術(shù)改進(jìn)及驗證

袁紅剛，楊永東，章貴川，黃明其

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

為實(shí)現(xiàn)新型直升機(jī)旋翼模型大速度前飛試驗、旋翼／機(jī)身組合模型風(fēng)洞試驗、以及旋翼／機(jī)身／尾槳組合模型風(fēng)洞試驗的能力，2006年4月，中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）成功研制了布局緊湊、支撐方式簡潔的旋翼／機(jī)身組合模型試驗臺。試驗臺采用新型可轉(zhuǎn)動減速器，配合長軸傳動，使試驗臺的支撐部分具有較規(guī)則的外形，減小了支架干擾；同時，研制了滿足要求的小體積、大功率的變頻電機(jī)，并采用“動力電機(jī)外置”的總體布局方案，保證了試驗臺整體布局的優(yōu)化；試驗臺的動力傳動系統(tǒng)，不僅具有輸出軸在額定功率下變迎角的功能，還降低了活動臺架的質(zhì)量，改善了試驗臺的動態(tài)特性，解決了直升機(jī)試驗中“地面共振”的問題。與國外同等能力的試驗臺相比，該試驗臺明顯地減小了體積，增強(qiáng)了臺體變換迎角的靈活性、可操作性和安全性。

近年來，CARDC對試驗臺各系統(tǒng)進(jìn)行了不斷的完善和改進(jìn)，成功完成了試驗臺標(biāo)模系統(tǒng)研制，測量系統(tǒng)、旋翼操縱系統(tǒng)標(biāo)定方法技術(shù)改進(jìn)等工作，在此基礎(chǔ)上，發(fā)展了高精度配平技術(shù)，建立了更為接近真實(shí)飛行狀態(tài)的模擬試驗方法，進(jìn)一步提升了試驗臺的水平與能力，為中國直升機(jī)型號研制和課題研究建立了可靠的試驗平臺。改進(jìn)后的試驗臺，已經(jīng)在多期旋翼懸停及風(fēng)洞試驗中得到了應(yīng)用，為型號研制中評估旋翼氣動性能和全機(jī)布局氣動特性提供了準(zhǔn)確的試驗數(shù)據(jù)，也為旋翼流場測量等課題研究奠定了基礎(chǔ)。

1 技術(shù)改進(jìn)內(nèi)容

1.1 標(biāo)模系統(tǒng)研制

為能夠使旋翼／機(jī)身組合模型試驗臺在帶負(fù)載運(yùn)轉(zhuǎn)情況下，驗證考核各系統(tǒng)的性能，使試驗臺具有開展地面懸停及風(fēng)洞試驗的能力，同時，建立以BO－105旋翼模型為核心的試驗臺標(biāo)模體系，用于校驗試驗臺試驗數(shù)據(jù)質(zhì)量，認(rèn)定試驗數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度，為試驗數(shù)據(jù)的應(yīng)用提供可靠依據(jù)。2009年11月，配套研制了一套4m直徑的BO－105旋翼縮尺模型。

圖1 BO－105旋翼模型示意圖Fig.1 Sketch of BO－105rotor model

研制的旋翼標(biāo)模系統(tǒng)包括槳葉模型、槳轂?zāi)Ｐ停ê詣觾A斜器）和專用配件等，如圖1所示。其中槳葉模型由復(fù)合材料組成，主要采用玻璃鋼和碳纖維（蒙皮）結(jié)構(gòu)；槳轂?zāi)Ｐ筒捎脽o鉸式構(gòu)型，只保留變矩鉸，擺振鉸和揮舞鉸的功能通過槳葉根部來實(shí)現(xiàn)。旋翼模型的主要參數(shù)如表1所示。

表1 BO－105旋翼模型參數(shù)表Table1 Parameters of BO－105rotor model

采用研制的BO－105旋翼模型，開展試驗研究，獲得了旋翼模型的性能數(shù)據(jù)，并與德國MBB公司設(shè)計制造的BO－105全動力相似模型的試驗結(jié)果進(jìn)行了對比。圖2、3分別給出了懸停和前飛狀態(tài)下的性能對比曲線，從圖中可以看出，兩幅旋翼模型的試驗結(jié)果基本吻合，說明研制的模型符合技術(shù)指標(biāo)要求，可作為試驗臺各系統(tǒng)驗證的標(biāo)準(zhǔn)模型。

圖2 懸停性能對比曲線Fig.2 Comparison of hover performance

1.2 測量系統(tǒng)改進(jìn)

測量系統(tǒng)由旋翼天平和扭矩天平等組成。旋翼天平為六分量框式應(yīng)變天平，使用力傳感器作為測量元，由七個傳感器單元的信號組合出六個分量，試驗時，旋翼天平安裝在機(jī)身模型內(nèi)部，為滿足不同尺寸直升機(jī)機(jī)身模型的試驗要求，重新研制了小尺寸的旋翼天平。

圖3 前飛性能對比曲線Fig.3 Comparison of forward flight performance

試驗臺原旋翼天平的外形尺寸為1030mm×360mm×330mm（長×寬×高），扭矩天平安裝其內(nèi)部，如圖4所示，新研制的旋翼天平通過優(yōu)化內(nèi)部結(jié)構(gòu)，使扭矩天平安裝置于外部，整體布局合理，其外形尺寸僅為682mm×320mm×160mm（長×寬×高），如圖5所示。新旋翼天平采用高精度進(jìn)口力傳感器，保證了測量精度，同時，能夠與試驗臺現(xiàn)有的軸承座、旋翼軸、扭矩天平等組件配裝，可以滿足不同直升機(jī)旋翼機(jī)身組合模型風(fēng)洞試驗的要求。改進(jìn)后的測量系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)緊湊、體積小、剛度大、試驗運(yùn)行平穩(wěn)、動態(tài)特性良好的特點(diǎn)，天平的精準(zhǔn)度均優(yōu)于0.3%。天平載荷范圍及靜校精準(zhǔn)度如表2所示。

圖4 改進(jìn)前的測量系統(tǒng)組件圖Fig.4 Photo of measure system discreteness before improving techniques

圖5 改進(jìn)后的測量系統(tǒng)組件圖Fig.5 Photo of measure system discreteness after improving techniques

表2 旋翼天平載荷范圍及靜校精準(zhǔn)度Table2 Results of rotor balance static calibration

1.3 旋翼操縱控制系統(tǒng)改進(jìn)

試驗臺旋翼操縱系統(tǒng)模擬的是真實(shí)直升機(jī)的操縱系統(tǒng)，它通過全周期變距的操縱方式改變旋翼的姿態(tài)，不同之處在于使用3個作動筒替代真實(shí)直升機(jī)的機(jī)械式或者電液式的推拉桿機(jī)構(gòu)，如圖6所示。

圖6 直升機(jī)旋翼操縱系統(tǒng)Fig.6 Helicopter rotor operation system

旋翼模型的操縱角θ：（θ0.7θSθC）和作動筒位移長度（Act：（Act1Act2Act3）之間可以近似為線性關(guān)系，轉(zhuǎn)換公式通常可表示為矩陣形式：

其中，Mp稱作正矩陣，Mn稱作逆矩陣，皆為3×3矩陣，且互逆。但在實(shí)際使用中，作動筒的零位并不能剛好就對應(yīng)著操縱角的0°，所以這個公式還應(yīng)該加入一個截距C：（C1C2C3），這個值就是操縱角都為零度時作動筒的位移值。轉(zhuǎn)換公式也就變?yōu)椋?/p>

對如何獲得作動筒位移與旋翼操縱角的轉(zhuǎn)換公式，試驗臺原先采用現(xiàn)場標(biāo)定的方法，即在模型安裝完畢之后，在現(xiàn)場通過標(biāo)定獲得一系列槳距角與作動筒位移的對應(yīng)關(guān)系，聯(lián)立求解超定方程組，獲得最小二乘意義下的解來作為轉(zhuǎn)換公式。這種方法存在數(shù)據(jù)精度較差、工作量大的弊端，而且，以作動筒位移為自變量測量相應(yīng)的方位角，使可用范圍內(nèi)的有效點(diǎn)偏少，不利于標(biāo)定精度的提高。另外，槳距角的測量僅限于4個特定方位，方位角數(shù)據(jù)偏少，操縱角的計算結(jié)果誤差較大。為解決以上問題，建立了一套自動標(biāo)定方法，對測量工具和方法進(jìn)行了改進(jìn)，即使用傾角傳感器替代傾斜儀，由自動化測量替代人手操作，用低速旋轉(zhuǎn)動態(tài)標(biāo)定替代靜態(tài)標(biāo)定，大大提高了旋翼操縱系統(tǒng)標(biāo)定工作的測量精度和工作效率，從而提高了標(biāo)定的準(zhǔn)度，使之達(dá)到與控制系統(tǒng)精度相當(dāng)?shù)乃健Ｗ詣訕?biāo)定時，傾角傳感器連接件安裝在槳葉連接處，傳感器半埋式安裝在其上，安裝槳葉后的校驗工作，在靜止?fàn)顟B(tài)進(jìn)行，使用夾件固定在槳葉上，安裝方式如圖7所示。

圖7 傾角傳感器在安裝槳葉前后的連接示意圖Fig.7 Sketch of obliquity sensor fore－and－aft fixing blades

自動標(biāo)定是旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的動態(tài)標(biāo)定，方位角的定位由編碼器的脈沖來確定，比人工旋轉(zhuǎn)更為精確，而且可以測量更多的方位，進(jìn)一步提高了計算操縱角的精確度。標(biāo)定引入了人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制系統(tǒng)，以操縱角作為自變量，自動控制作動筒運(yùn)動到相應(yīng)的狀態(tài)后進(jìn)行測量計算，可以把標(biāo)定的數(shù)據(jù)點(diǎn)都集中在可用范圍內(nèi)，大大增加了標(biāo)定的數(shù)據(jù)點(diǎn)，可以獲得更為精確的標(biāo)定結(jié)果。測量完成后，計算工作將在標(biāo)定系統(tǒng)的控制計算機(jī)中自動進(jìn)行，計算結(jié)果可立即運(yùn)用到操縱系統(tǒng)中進(jìn)行校驗和修正，直至獲得符合精度要求的結(jié)果，整個工作可以做到高度的自動化，效率的提高非常顯著。

2 試驗驗證

應(yīng)用改進(jìn)后的旋翼／機(jī)身組合模型試驗臺，在8m×6m風(fēng)洞中已成功完成了多期直升機(jī)旋翼模型試驗，獲得了高精度的試驗數(shù)據(jù)。

圖8為利用新研制BO－105旋翼模型，開展風(fēng)洞試驗的照片。圖9給出了不同前進(jìn)比下，拉力系數(shù)分別為0.006、0.008、0.010時所有試驗狀態(tài)下的配平結(jié)果。可以看出配平精度均優(yōu)于0.5%，達(dá)到了很高水平。圖10、11分別給出了所有試驗點(diǎn)的槳轂滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩的配平結(jié)果?？梢钥闯鰸L轉(zhuǎn)力矩L的配平值控制在±10Nm以內(nèi)，俯仰力矩M的配平值控制在±12Nm以內(nèi)，達(dá)到了較高的水平，滿足了試驗的要求。

3 結(jié)束語

圖11 槳轂俯仰力矩配平結(jié)果Fig.11 Trimmed results of hub pitch moment

旋翼／機(jī)身組合模型試驗臺配套的BO－105旋翼標(biāo)模體系，建立了試驗臺系統(tǒng)和數(shù)據(jù)質(zhì)量的校驗依據(jù)；研制的結(jié)構(gòu)緊湊、測量精準(zhǔn)度更高的旋翼天平，滿足了不同直升機(jī)旋翼／機(jī)身組合模型風(fēng)洞試驗的要求；研究開發(fā)的自動化程度更高、操縱精準(zhǔn)度更高的旋翼操縱系統(tǒng)自動標(biāo)定裝置，實(shí)現(xiàn)了對旋翼模型的遠(yuǎn)程精確實(shí)時控制。技術(shù)改進(jìn)的成功，使試驗臺的能力和水平得到了進(jìn)一步的完善和提升。經(jīng)過多期試驗驗證，該試驗臺技術(shù)先進(jìn)、性能指標(biāo)優(yōu)良，安全穩(wěn)定性好，試驗數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度高，提高了中國直升機(jī)風(fēng)洞試驗水平。

［1］ 楊永東，袁紅剛，黃明其，等.CARDC的直升機(jī)氣動力試驗研究新進(jìn)展［C］.第二十二屆全國直升機(jī)年會學(xué)術(shù)論文集，2006.

［2］ 袁紅剛，楊永東，黃明其.Ф4m旋翼機(jī)身組合模型試驗臺及應(yīng)用［C］.第二十二屆全國直升機(jī)年會學(xué)術(shù)論文集，2006.

［3］ 袁紅剛，李進(jìn)學(xué)，楊永東，等.懸停狀態(tài)下旋翼尾跡測量試驗研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2010，28（3）：306－309.

［4］ 袁紅剛，李進(jìn)學(xué)，楊永東，等.前飛狀態(tài)旋翼尾跡測量試驗研究［J］.實(shí)驗流體力學(xué)，2010，24（4）：29－32.

［5］ 袁紅剛，王天虹，黃明其.帶180kW動力擺動換向減速器研制［C］.第二十三屆全國直升機(jī)年會學(xué)術(shù)論文集，2007.

［6］ 孫正榮.Bo－105旋翼模型第二期8m×6m風(fēng)洞對比試驗［C］.第九屆全國直升機(jī)年會學(xué)術(shù)論文集，1993.

［7］ 楊永東，袁紅剛.BO－105直升機(jī)模型風(fēng)洞試驗結(jié)果比較［C］.第十四屆全國直升機(jī)年會學(xué)術(shù)論文集，1998.

［8］ 章貴川，吳志剛，許冰.直升機(jī)試驗臺旋翼操縱系統(tǒng)現(xiàn)場標(biāo)定技術(shù)研究［C］.第二十六屆全國直升機(jī)年會學(xué)術(shù)論文集，2010.