朱 宇，牟錦輝，原 博

（中國飛行試驗研究院，西安 710089）

1 引言

渦輪螺旋槳發(fā)動機的特點是利用螺旋槳將燃氣大部分可用能量轉換成推進功率，即有效功85%～90%傳遞給螺旋槳產生拉力，渦槳發(fā)動機的推進效率近似等于螺旋槳的有效效率。因此，槳葉角是渦輪螺旋槳發(fā)動機的重要參數(shù)之一，測量的準確與否不但直接影響對發(fā)動機性能（拉力、推進效率等）評定，而且是檢查螺旋槳發(fā)動機順槳、回槳、反槳等的位置標志。所以，設計1套具有較高準確度的槳葉角測試系統(tǒng)對渦輪螺旋槳發(fā)動機飛行試驗具有十分重要的意義。

作為渦輪螺旋槳發(fā)動機飛行試驗技術的經(jīng)典內容，螺旋槳槳葉角的測量難度很大，中國一直沒有開展相關研究和試驗。其難點在于：螺旋槳為高速旋轉部件，難以在其上安裝現(xiàn)有的成品測試傳感器；螺旋槳上加裝傳感器和遙測裝置不能影響螺旋槳的正常功能，并滿足動、靜平衡和振動環(huán)境要求；由于螺旋槳高速旋轉，正常的“傳感器-導線-采集器”送電模式不可能實現(xiàn)；測試后的信號必須以無線傳輸?shù)姆绞絺鬏斨翜y試記錄系統(tǒng)。

本文通過地面試驗和飛行試驗，驗證了螺旋槳空中調節(jié)和運行規(guī)律，掌握了高空高速旋轉件螺旋槳槳葉角測量試驗技術。

2 傳感器的研制與安裝

2.1 傳感器的研制

本次飛行試驗測試對象是新型復合材料螺旋槳。由于在高速旋轉的螺旋槳槳轂上安裝成品角位移或線位移傳感器是不可取的，因此，必須針對螺旋槳槳轂形狀，研制1個形狀特殊的弧線位移傳感器安裝在槳袖上，以提供測試信號。

傳感器的選取需滿足以下原則：重復性、線性度好；溫漂、滯后?。痪哂辛己玫念l響特性，要求其截止頻率遠高于螺旋槳轉速的8倍頻率，以滿足動態(tài)測量的要求；傳感器對離心力和慣性力不敏感；傳感器體積小、質量輕。

槳葉角傳感器主要技術數(shù)據(jù)為：測量角度范圍0°～90°；阻值＜1 kΩ；輸出誤差（非線性誤差、遲滯誤差、重復性誤差等）≤±1%。

槳葉角傳感器型號為GJY-4，外形如圖1所示，內部結構如圖2所示。在內部結構中，滑動電刷組件通過滑塊組件帶動沿傳感器滑槽移動，以防止滑動電刷組件側扭，提高測量精度。輸出引線為3線制，分別為+5 V直流、輸出端和地線。所有內部電路封閉在金屬殼體、電位器座和蓋板中，避免油污、雜質等侵入，并形成電磁屏蔽。

2.2 傳感器的標定與安裝

傳感器標定在裝配平臺上進行,并與測試系統(tǒng)連接，采用靜標定方法，檢驗輸出和給定角度之間的關系。得到傳感器輸入-輸出特性曲線，如圖3所示。結果完全滿足測試要求，線性度、重復性良好。

槳葉角傳感器在槳轂上的安裝固定采取了強化設計。由廠家設計1個“Ω”形卡環(huán)，其兩端安裝在槳轂上的槳帽支撐盤固定支柱與槳轂間的連接螺栓上?！唉浮毙慰ōh(huán)表面鉆孔，內側劃窩，槳葉角傳感器內凹面攻有螺紋孔，2者靠埋頭螺釘緊固，并且緊固前結合面涂膠粘合。傳感器滑塊組件通過固定在螺旋槳槳葉根部夾緊箍上的撥桿來帶動。這樣的安裝方式可有效地抵抗螺旋槳旋轉時對槳葉角傳感器產生的離心力，保證安裝牢固、可靠。

3 測試系統(tǒng)結構與工作原理

螺旋槳測試系統(tǒng)包含遙測系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集／記錄系統(tǒng)。遙測系統(tǒng)的動部件和靜部件由德國德泰遙測公司（Datatel）研制，為40通道應變、槳葉角遙測系統(tǒng)，具有抗干擾能力強、信號質量好、數(shù)據(jù)精度高、使用維護方便的特點。機載數(shù)據(jù)采集／記錄系統(tǒng)由德國雷卡公司（Heim System GmbH）提供。該機載采集／記錄器可滿足同時記錄40通道信號，并具有數(shù)據(jù)遠傳、機上實時監(jiān)視功能。

遙測系統(tǒng)由動部件和靜部件組成。動部件即固定在螺旋槳槳轂上的遙測盤，包含采集和發(fā)射模塊、（DC-DC）電壓變換模塊、蓄電池供電模塊以及柱狀發(fā)射天線，與螺旋槳槳葉上應變片和槳轂上槳葉角傳感器相連，組成了無線遙測發(fā)射系統(tǒng)，實現(xiàn)螺旋槳槳葉應變信號和槳葉角測試信號的無線傳輸。由于槳葉角傳感器在螺旋槳穩(wěn)定狀態(tài)工作時其輸出信號理論上為直流，信號響應完全適應應變測量要求，為螺旋槳槳葉角測量提供了保證。

動部件在螺旋槳槳轂上的固定如圖4所示?？梢钥吹?，遙測盤通過螺栓安裝在螺旋槳槳轂上，槳葉角傳感器則固定在靠近槳葉根部的槳袖上。柱狀發(fā)射天線安裝在螺旋槳槳帽內支撐件上，天線體從槳帽頭部伸出。靜部件包括片狀接收天線、耦合分頻器和接收機。接收天線安裝在飛機機身側面蒙皮結構上，其余部分安裝在飛機機艙內。動部件依靠從螺旋槳防冰導電環(huán)獲得的28 V DC供電，DC/DC模塊進行整流穩(wěn)壓，具有過壓和欠壓保護功能和防瞬間掉電供電能力，如果掉電時間過長，系統(tǒng)能自動切換蓄電池供電模塊供電。靜部件依靠飛機系統(tǒng)電源供電。

測試信號在遙測系統(tǒng)中的變換過程如圖5所示。

4 試驗方法與結果

槳葉角測試系統(tǒng)安裝到載機上后，先后完成了10多架次飛行試驗。選擇了典型的飛行試驗剖面，分別進行了穩(wěn)定平飛，等馬赫數(shù)平飛，盤旋、側滑、平飛拉起、平飛加減速、復飛等機動飛行，以及大載重飛行，獲得了寶貴的試驗數(shù)據(jù)，為研究螺旋槳運行規(guī)律奠定了基礎。典型試驗數(shù)據(jù)曲線如圖6～8所示。

4.1 槳葉角隨飛行速度的變化

保持飛行高度不變、發(fā)動機狀態(tài)不變，進行加減速平飛試驗，得到渦槳發(fā)動機螺旋槳槳葉角跟速度的關系。減速過程中槳葉角的變化趨勢如圖6所示。

隨著飛行速度的增大，發(fā)動機總增壓比增大，渦輪中的焓降也加大，同時發(fā)動機進氣流量隨飛行速度的增大而增大，因此發(fā)動機輸出功率增大。為了保持發(fā)動機恒轉速，發(fā)動機槳葉角增大。

4.2 槳葉角隨飛行高度的變化

保持發(fā)動機狀態(tài)不變，進行等速爬升飛行試驗。槳葉角隨高度的變化如圖7所示。

隨著飛行高度的增加，大氣壓力下降造成空氣流量大幅減小，雖然溫度下降造成單位功率的增大，但并不能抵消空氣流量下降而造成的輸出功率的減小，所以，發(fā)動機輸出功率是減小的。同時，隨著飛行高度的增加，空氣密度減小很快，雖然發(fā)動機輸出功率減小，但螺旋槳需用扭矩也同時減小，發(fā)動機轉速仍然有增大的趨勢，為了保持發(fā)動機轉速恒定，發(fā)動機槳葉角隨高度的增加而增大[1]。

4.3 槳葉角隨發(fā)動機狀態(tài)的變化

飛行高度和飛行速度不變時螺旋槳槳葉角隨發(fā)動機狀態(tài)的變化趨勢如圖8所示。隨著發(fā)動機油門角度的增大，發(fā)動機油耗增大，發(fā)動機輸出軸功率也同時增大，為了保持等轉速調節(jié)，螺旋槳槳葉角增大。

5 結束語

（1）通過試驗，較為準確地掌握了螺旋槳空中調節(jié)和運行規(guī)律，為該螺旋槳的設計定型提供了寶貴的試驗數(shù)據(jù)；

（2）從試驗過程和試驗結果可知，為了獲得準確的試驗數(shù)據(jù)，槳葉角傳感器設計、加工和安裝的質量是非常關鍵的因素。

[1]廉小純，吳虎.航空燃氣輪機原理[M].北京：國防工業(yè)出版社,2001.

[2]何立明.氣體動力學[M].北京：國防工業(yè)出版社,2006.

[3]朱蘊璞，孔德仁.傳感器原理與應用[M].北京：國防工業(yè)出版社，2005.

[4]楊帆.傳感器技術[M].西安：西安電子科技大學出版社，2008.