FL-52風洞Ф1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗臺研制

楊征, 邵天雙, 劉向楠, 王玉琢, 劉實, 劉興旺

(1.中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 哈爾濱 150001; 2.低速高雷諾數(shù)航空科技重點實驗室, 哈爾濱 150001)

隨著航空技術、信息技術、新材料技術等的快速發(fā)展,常規(guī)直升機技術已經(jīng)非常成熟,高速化是直升機最重要的發(fā)展方向之一,目前高速直升機構型主要以共軸剛性旋翼+推進式螺旋槳的復合構型和傾轉式旋翼機兩種布局形式為代表,兩種構型均結合了直升機和螺旋槳飛機的優(yōu)點,可使直升機的最大飛行速度超過450 km/h。高速直升機在旋翼氣動設計、動力學分析與飛行控制等方面與常規(guī)直升機存在極大差異,先進的風洞試驗是解決高速直升機氣動問題最可靠的研究與驗證手段。

共軸剛性旋翼源于20世紀60年代提出的前行槳葉概念(advancing blade concept,ABC)[1],在ABC旋翼概念的基礎上,美國西科斯基公司采用鈦合金制造旋翼槳葉,逐步發(fā)展形成共軸剛性旋翼構型高速直升機[2]。武上景等[3]基于共軸剛性推力復合式高速直升機飛行動力學模型開展了高速直升機操縱冗余問題研究,可為未來前行槳葉概念高速直升機設計提供參考。中外現(xiàn)有的共軸剛性旋翼試驗臺主要包括分離式和組合式兩種形式。美國西科斯基公司在早期建立了XH-59A共軸剛性旋翼試驗臺,包括1/10縮比尺寸及全尺寸試驗臺,并分別在UTRC PWT風洞和NFAC全尺寸風洞開展了風洞試驗,初步驗證了前行槳葉概念技術的可行性[4-7]。隨后研制出XH-59A技術驗證機進行了大量試飛試驗,繼XH-59A之后,S-97“侵襲者”5噸級驗證機[8]以及13噸級高速直升機SB-1“無畏”號[9]在同一共軸旋翼試驗臺上開展了一系列風洞試驗,提供了氣動性能和飛行動力學改進優(yōu)化的重要依據(jù)。2005年,美國陸軍航空飛行動力學委員會設計了小型共軸剛性旋翼試驗臺,將全模型尺寸的共軸旋翼懸停性能數(shù)據(jù)與CAMRAD II預測的自由渦尾跡分析進行了比較[10]。德克薩斯大學奧斯汀分校介紹了縮比模型共軸旋翼在有升力偏置情況下的懸停和風洞試驗結果[11]。中國對高速共軸剛性旋翼的研究正處于快速發(fā)展階段,中國空氣動力研究與發(fā)展中心依托Φ3.2 m風洞開展了共軸剛性對轉旋翼試驗臺的研制,該試驗臺可進Φ2 m量級雙旋翼模型的槳尖馬赫數(shù)相似試驗[12];中國直升機設計研究所依托其8×6 m低速風洞,利用Φ4 m直徑共軸剛性旋翼縮比模型開展了懸停及前飛狀態(tài)風洞試驗研究[13]。黃明其等[14]對中外共軸剛性旋翼試驗設施及相關風洞試驗進行了介紹,對共軸剛性旋翼在風洞試驗設備建設、研究能力拓展及試驗結果應用等方向提出了發(fā)展思考。基于此,針對Φ1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗臺的主要技術指標開展總體方案設計工作,開展測力天平系統(tǒng)和試驗臺地面動特性測試的關鍵技術研究,旨在解決備受關注的“地面共振”問題,最終通過模型試驗驗證共軸剛性旋翼試驗臺研制的可靠性。

1 1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗臺設計

1.1 風洞

FL-52氣動聲學風洞是一座回流式低速風洞,配備有開、閉口試驗段,定位于世界先進的研究型性航空聲學風洞。主要用于飛行器部件氣動噪聲機理與特性研究、氣動噪聲抑制技術風洞試驗驗證、新型氣動噪聲測量技術研究等。試驗段尺寸為2 m×1.5 m×6.3 m,閉口試驗段最高風速110 m/s,開口試驗段最高風速100 m/s,消聲室尺寸為16 m×11.5 m×15.5 m,背景噪聲為75 dBA(開口風速80 m/s),該風洞的建成為中國直升機型號的研制提供了一個新的試驗研究平臺。

1.2 主要技術指標

1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗臺主要由支撐臺架、動力與傳動裝置、主軸傾斜裝置、旋翼操縱裝置、槳葉模型、測力天平、信號傳輸裝置、數(shù)據(jù)采集與處理子系統(tǒng)、控制與監(jiān)視子系統(tǒng)等組成。采用單臺水冷電機驅動,通過減速器、聯(lián)軸器、傳動軸、扭矩天平分別與上、下旋翼槳轂連接,驅動兩副旋翼共軸反轉。每副旋翼由一套自動傾斜器獨立控制,各自配備一臺旋翼天平和扭矩天平,可實現(xiàn)兩副旋翼氣動力獨自測量。采用無線遙測方式進行旋轉信號的采集與傳輸。試驗臺主要技術指標如表1所示。

表1 主要技術指標Table 1 Main technical specification

1.3 總體方案設計

通過對試驗臺進行模塊化設計,各個系統(tǒng)可以靈活方便地拆裝,滿足風洞開口試驗段試驗任務的需求。試驗臺主要組成如圖1所示。FL-52風洞試驗段中心標高4.5 m,試驗臺安裝在風洞現(xiàn)有的模型支撐平臺上,槳轂中心距試驗段入口1.72 m,支撐平臺上表面距地面高度1.2 m。

圖1 1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗臺總體方案Fig.1 Overall scheme of 1.5 m diameter coaxial rigid rotor test stand

1.4 子系統(tǒng)方案設計

1.4.1 支撐臺架

支撐臺架安裝于現(xiàn)有支撐平臺上,用于支撐整個試驗臺及安裝主軸傾轉支座等。支撐臺架總體尺寸1 220 mm×1 180 mm×1 610 mm,采用80 mm×80 mm×5 mm的矩形鋼管焊接制成。支撐臺架安裝主軸傾轉支座后總高度為2 035 mm,上表面設置準接口,能夠與主軸傾轉裝置進行快速定位安裝;連接板具有足夠的剛強度,以滿足旋翼試驗時的靜、動態(tài)特性需求,表面采用機加工藝;支撐臺架與現(xiàn)有試驗平臺采用螺栓連接,上安裝面與主軸傾轉支座采用螺栓連接,通過圓柱銷定位方式,確保連接快速,可靠,穩(wěn)定。

1.4.2 驅動與傳動裝置

驅動與傳動裝置為主旋翼提供動力源,驅動電機為國產(chǎn)成品高功率密度、非工頻8極永磁同步水冷變頻電機,驅動上、下旋翼按照給定轉速等速反向旋轉,并可通過改變上、下旋翼間距來研究槳盤間距對旋翼性能的影響。

傳動裝置包含變速箱、聯(lián)軸器、傳動軸、配套軸承和支撐箱體等。通過高精度變頻器驅動變頻電機,電機通過聯(lián)軸器、變速箱、傳動軸、扭矩天平帶動旋翼旋轉。下旋翼驅動路線為:電機-聯(lián)軸器-主減速箱-外傳動軸-下旋翼扭矩天平-下旋翼軸-下槳轂-下旋翼;上旋翼驅動路線為:電機-聯(lián)軸器-主減速箱-內(nèi)傳動軸-上旋翼扭矩天平-上旋翼軸-上旋翼高度調(diào)節(jié)軸-上槳轂-上旋翼。傳動裝置中所有連接采用止口定位,定位誤差<0.1 mm,聯(lián)軸器與傳動軸采用漸開線花鍵連接,所有轉動件動平衡品質為G1.0。

1.4.3 主軸傾轉裝置

主軸傾轉裝置用于改變旋翼軸傾斜角度,實現(xiàn)改變模型攻角的作用。主軸傾轉裝置下方與支撐臺架相連,上部承載動力與傳動裝置,由支撐架、伺服電動缸、伺服電機及驅動器組成。采用單搖臂機構,通過驅動器控制伺服電機,改變伺服電動缸伸縮長度來控制旋翼軸傾角的變化,通過傾角傳感器和網(wǎng)絡通信實現(xiàn)軸傾角閉環(huán)控制,主軸傾斜裝置角度變化范圍為-15°～+5°,精度為±0.1°。

1.4.4 旋翼操縱裝置

旋翼操縱裝置用于對上、下旋翼的總距和周期變距進行獨立控制,達到調(diào)整旋翼升力和配平的作用。上、下旋翼各由一套旋翼操縱裝置控制,每套操縱裝置由旋翼軸、槳轂、自動傾斜器、伺服電動缸、伺服電機及配套的驅動器、變距拉桿及其他旋翼操縱控制裝置附件等組成。每套操縱裝置利用3臺相同的伺服電動缸作為動力源驅動自動傾斜器的不動環(huán)沿旋翼軸上、下運動,自動傾斜器動環(huán)與不動環(huán)采用軸承連接,動環(huán)與各槳葉通過變距拉桿連接,從而帶動旋翼各槳葉實現(xiàn)槳距角的變化。旋翼操縱裝置可實現(xiàn)總距角-2°～+13°、縱向周期變距-10°～+10°、橫向周期變距-10°～+10°的變距調(diào)整,通過優(yōu)化的操作矩陣標定算法,上旋翼變距控制精度±0.2°,下旋翼變距控制精度為±0.1°。

1.4.5 測量與采集系統(tǒng)

測量與采集系統(tǒng)用于測量不同試驗狀態(tài)下兩副旋翼產(chǎn)生的氣動力和力矩。由天平系統(tǒng)(包括旋翼天平、旋翼扭矩天平)、信號傳輸裝置等組成。旋翼天平采用六分量框式天平結構形式,由固定框、浮動框、傳感器、安全鎖緊裝置等組成。上旋翼天平和下旋翼天平的主體結構尺寸基本相同。在天平上、下框之間設置7個測量元件。4個法向力元件相對天平中心對稱布置,用于測量旋翼的法向力(拉力)、滾轉力矩與俯仰力矩;兩個橫向力元件也是對稱設置,用于測量旋翼的橫向力與旋翼主軸軸承的摩擦力矩;一個軸向力元件設置在天平前端,用于測量旋翼的后向力。扭矩天平為單分量應變天平,兩端通過彈性聯(lián)軸器串聯(lián)在旋翼軸上,天平中段為測量元件,兩端為連接法蘭。為減小軸向力和周期性彎矩對扭矩測量的耦合干擾,扭矩天平采用對稱結構的四組帶支撐片的懸臂梁測量元件。

信號傳輸裝置用于傳遞各類天平、振動、溫度等各類測量與監(jiān)控信號,由無線采集設備、滑環(huán)、接線盒、傳輸線纜與接插件等裝置組成。非旋轉類信號通過信號線纜傳至數(shù)據(jù)采集設備,旋轉類信號采用無線遙測設備與滑環(huán),結合信號調(diào)理、放大、濾波的前置信號放大器將其傳送至數(shù)據(jù)采集主機?；h(huán)用于上旋翼的旋轉信號傳輸,采用非標定制,信號通道共24環(huán)路。下旋翼扭矩天平信號、變距拉桿載荷監(jiān)視信號、槳葉變形載荷監(jiān)視信號等采用無線采集系統(tǒng)實時測量。無線數(shù)據(jù)采集前端模塊是具有信號放大、模數(shù)轉換(analog/digital)、數(shù)據(jù)運算處理、無線通信功能的采集模塊的統(tǒng)稱,采集模塊由高精度16位工業(yè)級模數(shù)轉換芯片、32 位ARM處理器(advanced RISC machine)、工業(yè)級無線通信芯片、鋰電池等組成。采集前端模塊功耗超低,休眠電流<5 μA,無線傳輸距離可達到50 m以上。采集系統(tǒng)基于面向儀器系統(tǒng)的PCI擴展(PCI extensions for instrumentation)總線搭建,計數(shù)通道8通道(并行),計數(shù)器分辨率32位,最高計數(shù)頻率80 MHz,最高40通道I/O(I/O channel)通道,可以同時執(zhí)行三路高速直接存儲器訪問(direct memory access)傳輸。

2 關鍵技術

1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗臺研制過程中,重點解決了測力天平系統(tǒng)設計等問題,同時通過試驗臺地面模態(tài)測試及動平衡調(diào)整,排除了試驗臺工作轉速頻率與固有頻率的共振關聯(lián)性。

2.1 測力天平系統(tǒng)設計

測力天平用于測量不同試驗狀態(tài)下兩副旋翼各自產(chǎn)生的氣動力和力矩。天平系統(tǒng)由2臺旋翼天平和2臺扭矩天平組成。下旋翼的漿轂載荷通過下旋翼軸承座傳遞到下旋翼天平,下旋翼軸扭矩通過串接在下旋翼軸和上箱體輸出軸之間的扭矩天平測量。上旋翼軸承座布置在空心的下旋翼軸中心,下端固定在上旋翼天平上,上旋翼軸扭矩通過串接在上旋翼軸和下箱體輸出軸之間的扭矩天平測量。由于下旋翼軸內(nèi)部空間限制上旋翼軸承座的高度,上旋翼軸上段呈懸臂支撐,考慮到上旋翼軸的彈性變形,在上旋翼軸和下旋翼軸之間留有足夠間隙,以保證上下旋翼的單獨測力。

2.1.1 旋翼天平設計

旋翼天平采用六分量應變天平,載荷范圍及校準精度要求如表2所示,根據(jù)槳轂載荷、天平力矩參考中心與槳轂中心的距離,計算出上下旋翼天平設計載荷。

表2 旋翼天平載荷(槳轂載荷)范圍及校準精度要求Table 2 Rotor balance load (propeller spinner load) range and calibration accuracy requirements

2.1.2 旋翼天平拉桿強度有限元分析

用傳感器最大計算載荷核算天平對應拉桿的強度[15]。旋翼天平拉桿材料為17-4PH,其拉壓彈性模量E=207×109Pa,剪切彈性模量G=66.64×109Pa,屈服極限σs=1 176×106Pa。由于上下旋翼天平拉桿最小截面尺寸相同,上旋翼升力拉桿載荷最大,因此僅對上旋翼天平升力拉桿強度進行校核。上旋翼升力拉桿最大應力為76.08 MPa,安全系數(shù)為15.4,結果如圖2所示。

圖2 升力拉桿網(wǎng)格模型及強度分析結果Fig.2 Mesh model and strength analysis results of lift rod

2.1.3 旋翼天平模態(tài)分析

在天平設計時需考慮振動現(xiàn)象,由于振動會造成結構的共振或疲勞,從而破壞結構,因此了解結構本身具有的剛度特性即結構的固有頻率和振型,就可避免在使用中因共振因素造成不必要的損失。模態(tài)分析就是確定天平結構或部件的振動特性,得到天平結構固有頻率和振型的過程。由于上旋翼天平和下旋翼天平結構基本相同,因此僅對上旋翼天平進行自由模態(tài)分析,并給出前5階固有振動頻率和振型如表3所示。

2.1.4 扭矩天平強度有限元分析

扭矩天平強度有限元分析結果如圖3～圖6所示。扭矩天平采用對稱結構的4組帶支撐片的懸臂梁測量元件,可以減小軸向力和周期性彎矩對扭矩測量的耦合干擾。扭矩天平材料采用17-4PH,在其上下法蘭分別施加扭矩載荷和固定約束。

圖3 上旋翼扭矩天平應力結果Fig.3 Stress results of upper rotor torque balance

圖4 上旋翼扭矩天平應變結果Fig.4 Strain results of upper rotor torque balance

圖5 下旋翼扭矩天平應力結果Fig.5 Stress results of lower rotor torque balance

圖6 下旋翼扭矩天平應力及應變結果Fig.6 Strain results of lower rotor torque balance

上旋翼扭矩天平最大應力為42.31 MPa,安全系數(shù)為27.7,下旋翼扭矩天平最大應力為69.24 MPa,安全系數(shù)為16.9。上旋翼扭矩天平最大變形位移為0.025 mm,下旋翼扭矩天平最大變形位移為0.024 mm。

2.2 試驗臺地面動特性測試

直升機旋翼在工作狀態(tài)下會受到氣動力、自身慣性力以及離心力等多種載荷的耦合作用,其振動問題亟需排查是否存在強迫振動和地面共振等問題,試驗臺在研制前期已通過結構迭代優(yōu)化設計從理論上避免了振動問題的發(fā)生,然而由于試驗臺實際支撐形式以及結構設備線纜重量分布等因素的存在,優(yōu)化設計理論分析僅可用來參考,后續(xù)試驗過程中還需要針對具體的旋翼試驗模型對其模態(tài)進行實際測試和微調(diào)。因此,采用西門子振動噪聲數(shù)據(jù)采集儀(LMS scadas)測試系統(tǒng)對試驗臺開展了模態(tài)分析,如圖7所示,通過布置加速度傳感器,建立動力學分析模型,設置分析參數(shù)等過程,采用力錘激勵法得到了試驗臺水平在兩個方向的模態(tài)屬性,測試結果如表4所示。共軸旋翼試驗臺額定轉速1 500 r/min,對應轉速頻率為25 Hz,從模態(tài)測試結果可知,試驗臺X向和Y向一階固有頻率均避開了25 Hz,Y向三階固有頻率雖與25 Hz相近,由于階數(shù)較高不能導致試驗臺出現(xiàn)強迫振動和“地面共振”,后續(xù)也通過動平衡測試以及振動數(shù)據(jù)監(jiān)測對此進行了驗證,當試驗臺旋翼轉速為1 500 r/min時,在懸停及前飛狀態(tài)下,振動最大值均小于0.2g,滿足試驗安全標準。

圖7 共軸旋翼試驗臺模態(tài)測試Fig.7 Mode testing of coaxial rotor test stand

表4 共軸旋翼試驗臺模態(tài)測試結果Table 4 Modal test results of coaxial rotor test stand

3 共軸剛性旋翼模型試驗驗證

3.1 試驗方案

為了驗證共軸旋翼試驗臺的性能,采用1.5 m直徑槳葉模型開展風洞試驗,上下旋翼槳葉各4片,上旋翼槳葉順時針旋轉,下旋翼槳葉逆時針旋轉,槳葉根切0.14 R,沿0.14～0.33 R布置DBLN526翼型,沿0.45～1 R布置NACA0012翼型,0.33～0.45 R為過渡翼型。槳葉無負扭轉,預錐角3°。開展了懸停和前飛試驗,懸停試驗在上、下旋翼扭矩配平、非配平狀態(tài)下進行,前飛試驗時固定上旋翼總距,配平升力偏置,同時保證共軸旋翼系統(tǒng)槳轂的俯仰力矩和滾轉力矩及上、下旋翼合扭矩最小,下旋翼總距根據(jù)上、下旋翼扭矩配平得到。

3.2 配平效果

根據(jù)試驗臺自身特性,配平過程中采取的配平策略主要包括以下幾點:聯(lián)動總距增大,合拉力系數(shù)增大;主軸傾角增大,合阻力系數(shù)增大;聯(lián)動縱向周期變距減小,合俯仰力矩增大;聯(lián)動橫向周期變距增大,合滾轉力矩增大;差動橫向周期變距減小,升力偏置增大;差動總距增大,合扭矩增大。針對不同的上旋翼總距,配平指定的升力偏置,同時保證系統(tǒng)俯仰力矩和滾轉力矩及上下旋翼合扭矩最小。表5給出了典型狀態(tài)配平目標與配平值對比,可以看出,共軸系統(tǒng)槳轂力矩控制在2 N·m以內(nèi),上下旋翼合扭矩控制在0.5 N·m以內(nèi),升力偏置與目標值相比相差±0.01以內(nèi),表明共軸旋翼配平策略是正確的,且取得了較好的配平效果。

表5 前飛配平結果(θ0U=4°, μ=0.4)Table 5 Trim result of forward flight test (θ0U=4°, μ=0.4)

3.3 懸停氣動特性

為了獲得共軸旋翼懸停性能及上下旋翼干擾特性,開展了不同總距懸停試驗,圖8給出了上下旋翼扭矩非配平狀態(tài)下上下旋翼功率系數(shù)Cq隨拉力系數(shù)Ct變化關系,可以看出,相同拉力系數(shù)下,下旋翼功率系數(shù)大于上旋翼,且隨著拉力系數(shù)的增大,功率系數(shù)差量逐漸增大,即懸停狀態(tài)下,下旋翼效率小于上旋翼。

圖8 共軸旋翼功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化(扭矩未配平)Fig.8 Coaxial rotor Cq variation with Ct in hover(torque unbalanced)

圖9給出了上下旋翼扭矩配平狀態(tài)下功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化曲線。圖10給出了扭矩配平狀態(tài)下上旋翼拉力占比情況,可以看出,扭矩配平狀態(tài)下,相同功率上旋翼拉力明顯偏大,與上下旋翼不配平類似,但上下旋翼拉力占總拉力的比值與不配平狀態(tài)明顯不同,配平狀態(tài)下,上下旋翼占比隨著拉力系數(shù)增大基本不變。

圖9 共軸旋翼功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化(扭矩配平)Fig.9 Coaxial rotor Cq variation with Ct in hover (torque balanced)

圖10 懸停上旋翼拉力占總拉力的比值隨拉力系數(shù)變Fig.10 Ratio of upper rotor thrust to total thrust variation with Ct in hover

4 結論

1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗臺在研制過程中通過測力天平系統(tǒng)設計及試驗臺地面動特性測試等關鍵技術,使試驗臺整體性能優(yōu)良,結構穩(wěn)定可靠,振動水平較低,使FL-52聲學風洞具備共軸剛性旋翼模型試驗研究的能力,提高了中國直升機風洞試驗的能力和水平。