黃明其, 楊永東,*, 梁 鑒, 彭先敏, 唐 敏

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 旋翼空氣動力學(xué)重點實驗室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

目前，常規(guī)構(gòu)型直升機由于氣動特性的限制，飛行速度難以大幅提升。國外通過直升機構(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)和尾部推進裝置等特色部件，從氣動力方面解決了常規(guī)構(gòu)型直升機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[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)槳葉則進行卸載。高速飛行時，旋翼后行槳葉絕大部分都處于反流中，甚至反流區(qū)的邊界達到80%的槳葉半徑處；前行槳葉的槳尖氣動環(huán)境也不同于小前進比飛行狀態(tài)，此時槳尖馬赫數(shù)較大，通常達到0.9左右，在前行槳葉的槳尖處會產(chǎn)生強激波。由于旋翼誘導(dǎo)下洗流的作用，上、下旋翼間存在復(fù)雜的氣動干擾，干擾特性與旋翼布局、飛行狀態(tài)等直接相關(guān)。

針對ABC旋翼的復(fù)雜氣動問題，美國早在20世

紀60年代就開始了研究[1]。1970年，為了驗證全尺寸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)洞試驗研究[3]，試驗風(fēng)速范圍41～92 m/s，前進比0.21～0.91，測量了旋翼的氣動性能、操縱、應(yīng)力和振動數(shù)據(jù)；風(fēng)洞試驗采用了專門研制的試驗裝置，旋翼由1套具有雙動力輸入的共軸減速器驅(qū)動，為上、下旋翼分別配套了引電器，旋翼的氣動力和力矩由風(fēng)洞天平測量，結(jié)構(gòu)載荷由槳葉上布置的應(yīng)變計測量；試驗結(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直升機的風(fēng)洞試驗[4]，目的是：(1) 提供必要的槳轂減阻和旋翼/尾梁/推進系統(tǒng)間干擾抑制的技術(shù)數(shù)據(jù)，用于評估ABC直升機的潛能和可行性；(2) 提供試驗數(shù)據(jù)，用于解釋、澄清和強化飛行試驗結(jié)果，并作為研究與1/5縮比模型試驗結(jié)果相關(guān)性的基礎(chǔ)。試驗的前進比范圍為0.25～0.45，獲得的數(shù)據(jù)包括全機的氣動力和力矩、旋翼的操縱位置及結(jié)構(gòu)載荷、振動水平，以及孤立旋翼的氣動性能。

近期，美國在X-2高速直升機的基礎(chǔ)上發(fā)展了S-97高速直升機。為獲得S-97從懸停到407 km/h的飛行包線內(nèi)的氣動性能、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縮比旋翼和機身模型的風(fēng)洞試驗[5]，旋翼模型直徑為3.2 m，采用了新研制的高度集成試驗臺，上下旋翼的驅(qū)動電機、減速箱、自動傾斜器、作動筒、天平等都安裝在機身模型內(nèi)部，可實現(xiàn)上、下旋翼氣動力和力矩的分別測量。

為了支持JMR(Joint Multi-Role)技術(shù)驗證機SB>1 的研制，美國開展了一系列風(fēng)洞試驗[6]，目的是為驗證和改進氣動性能和飛行動力學(xué)模型、提高對X-2這種構(gòu)型的高速直升機氣動特性的認識并提供數(shù)據(jù)。其中，就包括了1/5縮比的旋翼/機身/尾面/尾推模型在NFAC的風(fēng)洞試驗，該試驗中采用了與S-97縮比模型試驗相同的試驗臺。

此外，美國高校也開展了共軸剛性對轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的風(fēng)洞試驗研究[7-9]，研制了專用的共軸對轉(zhuǎn)旋翼模型試驗臺，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)式天平分別測量上下旋翼的氣動力和力矩，可測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；風(fēng)洞試驗的前進比范圍為0.21～0.53，旋翼總距范圍為2°～10°；通過試驗，重點研究了升力偏置對旋翼性能的影響、振動載荷隨前進比的變化、旋翼間相位角對振動載荷的影響等。

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

可以看到，美國在成功進行了共軸剛性旋翼高速直升機的飛行演示驗證后，仍然繼續(xù)開展縮比模型的風(fēng)洞試驗與研究，通過對共軸剛性旋翼復(fù)雜尾流、氣動性能與載荷、氣動干擾、振動載荷等的測量，進一步提高認識，發(fā)展相關(guān)的分析計算方法，為新型復(fù)合式共軸剛性旋翼高速直升機的發(fā)展提供技術(shù)參考。

我國在共軸剛性旋翼高速直升機方面的研究處于起步階段，理論方法和試驗技術(shù)均需要發(fā)展。為了深入研究共軸剛性旋翼大前進比前飛狀態(tài)下的非定常流動機理，探索與常規(guī)旋翼氣動環(huán)境區(qū)別的本質(zhì)特征，分析共軸剛性雙旋翼氣動干擾特性，迫切需要發(fā)展相關(guān)的風(fēng)洞試驗設(shè)備與技術(shù)。為此，中國空氣動力研究與發(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臺(見圖1，后文簡稱“共軸旋翼試驗臺”)，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，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特性的關(guān)鍵基礎(chǔ)設(shè)備。

1 共軸旋翼試驗臺的研制目的及用途

共軸旋翼試驗臺研制的主要目的是：綜合應(yīng)用載荷測量、流動顯示和測量的方法，獲取共軸剛性雙旋翼的氣動性能、上下旋翼間的氣動干擾特性，為共軸剛性旋翼的氣動設(shè)計與研究提供風(fēng)洞試驗支持。

共軸旋翼試驗臺的主要用途包括：在風(fēng)洞中進行共軸剛性旋翼流動機理、氣動干擾特性、構(gòu)型參數(shù)影響等試驗研究；對共軸剛性雙旋翼渦/渦碰撞、尾跡畸變的機理進行試驗研究，測量大前進比前飛狀態(tài)下的旋翼升阻特性及前后側(cè)槳葉徑向流特性等流動細節(jié)，揭示共軸剛性雙旋翼復(fù)雜的流動機理，為共軸剛性對轉(zhuǎn)旋翼理論分析和設(shè)計提供保障。

2 共軸旋翼試驗臺的設(shè)計

2.1 總體方案

為了實現(xiàn)上、下旋翼模型的氣動性能測量，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)洞試驗時，將分體式共軸剛性旋翼試驗臺安裝在Ф3.2 m風(fēng)洞開口試驗段的多功能平臺上(見圖1)。試驗臺主要由固定臺架、活動支架、動力傳動系統(tǒng)、主軸傾斜系統(tǒng)、旋翼操縱系統(tǒng)、測量系統(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 共軸試驗臺總體布局

2.2 試驗臺分系統(tǒng)簡介

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

川崎機器人（天津）有限公司主要負責(zé)川崎重工生產(chǎn)的機器人在中國境內(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)機器人的銷售以及安全調(diào)試、維修、點檢和緊急修理等售后服務(wù)工作，同時為客戶儲備了大量備品備件，并為客戶提供機器人基礎(chǔ)知識以及安全操作、維修等服務(wù)。

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

動力傳動系統(tǒng)主要由1臺電動機、5臺減速器及相應(yīng)傳動軸、聯(lián)軸節(jié)等組成。采用了一進兩出的動力傳動方案，實現(xiàn)上、下旋翼同步及對轉(zhuǎn)的要求。由減速器、傳動軸、聯(lián)軸節(jié)組成的傳動軸路具有剛度大且穩(wěn)定的特點。

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)實現(xiàn)。

主軸傾角系統(tǒng)由電動作動筒、支座、搖臂等組成，通過前、后電動作動筒的協(xié)同運動，控制活動支架的角度，從而實現(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)，分別由電動作動筒、控制器、工控機及控制軟件組成，通過作動筒的線位移運動，帶動自動傾斜器的不旋轉(zhuǎn)環(huán)傾斜，實現(xiàn)對旋翼總距及周期變距的操縱控制。

旋翼氣動力和力矩數(shù)據(jù)的獲取由測量系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)來完成。測量系統(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

試驗臺的主要技術(shù)指標包括：試驗臺臺架在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；電機最大功率為120 kW，采用Φ2 m旋翼模型時旋翼軸額定轉(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

共軸旋翼試驗臺研制過程中，重點解決了臺體動力學(xué)特性匹配和傳動系統(tǒng)穩(wěn)定性問題。

3.1 臺體動力學(xué)特性匹配

為確保試驗臺在旋翼模型槳尖馬赫數(shù)相似條件下試驗的安全，整個試驗系統(tǒng)的動力學(xué)特性要進行匹配，避免發(fā)生共振。為此，在試驗臺的臺體及傳動系統(tǒng)設(shè)計之初，合理進行結(jié)構(gòu)布置，并通過設(shè)計-計算-再設(shè)計-再計算的迭代設(shè)計，將試驗臺的固有頻率調(diào)整到適當?shù)姆秶?。對最終設(shè)計方案的固有特性進行了計算，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算結(jié)果。

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

試驗臺組裝后，通過結(jié)構(gòu)調(diào)整，固有頻率進一步提高，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臺安裝在Ф3.2 m風(fēng)洞多功能平臺上時實測的八階固有頻率。

(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 試驗臺固有頻率實測值(單位: Hz)Table 1 Measured natural frequency of the test stand (unit: Hz)

在后續(xù)風(fēng)洞試驗過程中，監(jiān)測到的試驗臺振動水平不大于0.2 g，表明試驗臺的動力學(xué)特性匹配問題得到成功解決。

3.2 傳動系統(tǒng)穩(wěn)定性

共軸旋翼試驗臺的一個特點是由1臺電機經(jīng)過特有的傳動系統(tǒng)驅(qū)動上、下旋翼同步反向旋轉(zhuǎn)，從試驗臺的布局圖(見圖2)可以看到，該傳動系統(tǒng)的傳動軸比較長，存在“扭轉(zhuǎn)”振動和橫向振動的問題。為保證試驗臺的傳動系統(tǒng)在工作轉(zhuǎn)速范圍的穩(wěn)定性，開展了傳動系統(tǒng)臨界轉(zhuǎn)速分析。

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

以軸的橫向振動臨界轉(zhuǎn)速為例，選用下面的公式計算：

(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為軸的長度，mm。

計算得到本試驗臺傳動軸的第一階臨界轉(zhuǎn)速為5535 r/min，遠遠高于其工作轉(zhuǎn)速(約為1800 r/min)，因此傳動軸不會發(fā)生共振。

4 模型試驗驗證

4.1 試驗概況

為驗證共軸試驗臺的試驗?zāi)芰?，采用某典型的剛性旋翼模型在?.2 m風(fēng)洞開口試驗段開展了懸停、前飛試驗。試驗?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，揮舞一階相對頻率達到1.42; 2 m級共軸剛性旋翼槳轂(見圖4)具有4個變距搖臂。

圖4 共軸剛性旋翼槳轂

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

4.2 試驗數(shù)據(jù)重復(fù)性

圖5和6給出了上旋翼懸停試驗上旋翼的CT～θ0.7、Cq～θ0.7重復(fù)性曲線，本次懸停重復(fù)性試驗共進行了7次(不同天)，試驗最大總距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臺具有良好的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性，振動水平低，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研究的能力，進一步拓展了CARDC的直升機風(fēng)洞試驗研究領(lǐng)域。

該試驗臺為深入研究復(fù)合式共軸剛性旋翼直升機的氣動特性及流動機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臺的立項、設(shè)計、調(diào)試和試驗過程中給予的大力支持和付出的辛勤工作。