劉湘一，胡國才，賈忠湖，柳文林

(海軍航空工程學院飛行器工程系，山東煙臺264001)

直升機旋翼系統(tǒng)是直升機升力的來源，它的性能很大程度上決定了直升機的性能［1］。由于旋翼/機體耦合動力穩(wěn)定性問題的復雜性，研究過程中新建立的分析模型和軟件必須有可靠的實驗數(shù)據(jù)驗證其準確性。為此，國外從20世紀80年代起研制了專門的模型實驗裝置，美國貝爾公司和英國韋斯特蘭公司都曾進行過旋翼/機體耦合動力穩(wěn)定性的模型實驗研究［2］。影響最為廣泛的是美國陸軍技術研究實驗室與NASA聯(lián)合進行的一系列旋翼與機體耦合穩(wěn)定性的模型實驗，其實驗結果被大量引用［3-6］。國內(nèi)已有一些直升機地面共振及懸?？罩泄舱竦姆治瞿Ｐ停械哪Ｐ图败浖牙脟夤_發(fā)表的實驗數(shù)據(jù)進行了部分驗證，但由于上述國外數(shù)據(jù)的局限性，未能得到全面驗證。目前，國內(nèi)有些研究機構建設有一些旋翼動力學實驗臺，但一般都是針對某個課題設立實驗臺，功能較為單一［7-8］。

直升機旋翼動力學綜合實驗系統(tǒng)將影響直升機動力學性能的問題綜合起來，實現(xiàn)多種實驗功能，將有限的經(jīng)費發(fā)揮最大的效益。

1 主要功能

直升機旋翼動力學綜合實驗系統(tǒng)主要實現(xiàn)以下功能:

(1)直升機動力學實驗

能夠完成旋翼模態(tài)特性、旋翼氣彈響應、旋翼動部件載荷、旋翼動平衡、直升機地面共振、空中共振等10多項實驗研究。

(2)旋翼系統(tǒng)的機械故障診斷實驗

通過旋翼和機體的振動測試信號，分析旋翼系統(tǒng)的故障類型、故障部位、嚴重程度等，為研制直升機狀態(tài)監(jiān)視系統(tǒng) (HUMS)進行必要的基礎性實驗研究。

(3)直升機動穩(wěn)定性主動控制實驗

直升機地面及空中共振動穩(wěn)定性的主動控制技術，是近二十年來直升機界研究的一個熱點［9-10］。作者已經(jīng)開始了這方面的理論研究，已經(jīng)在實驗臺設計時考慮了動穩(wěn)定性主動控制的實驗方案，可以進行穩(wěn)定性主動控制實驗研究。

2 系統(tǒng)組成

圖1是直升機旋翼動力學綜合實驗系統(tǒng)的現(xiàn)場全貌，系統(tǒng)主要由以下幾部分組成:(1)旋翼;(2)電機及轉(zhuǎn)速控制部分;(3)旋翼操縱部分;(4)液壓油源;(5)數(shù)據(jù)采集與分析部分(圖2)。

圖1 直升機旋翼動力學綜合實驗系統(tǒng)現(xiàn)場

圖2 系統(tǒng)組成

2.1 旋翼

旋翼是實驗臺的核心部分，主要包括半鉸接式金屬槳轂、空心金屬旋翼軸、自動傾斜器和4片復合材料槳葉。旋翼直徑2 m，槳葉剖面采用NACA0012翼型、矩形直槳葉;旋翼最大轉(zhuǎn)速1 000 r/min，在0～1 000 r/min內(nèi)可以改變。采用液壓或黏彈減擺器，減擺器一端與變距軸相連，另一端與槳轂相連，構成幾何耦合的減擺器布局，減擺器上能布置軸向力傳感器。

該實驗系統(tǒng)采用了常見的環(huán)式自動傾斜器對旋翼進行操縱，操縱自動傾斜器不旋轉(zhuǎn)環(huán)的是3個液壓動作筒。自動傾斜器通過一個球面鉸安裝在旋翼軸的軸套上，動環(huán)與變距鉸用可調(diào)變距拉桿連接，變距拉桿的軸端采用球鉸，變距拉桿上可以布置壓力傳感器。槳轂采用 (由里到外)揮舞軸承、擺振柔性片、變距軸承的形式(圖3)。

圖3 旋翼系統(tǒng)槳轂示意圖

用電機、集流環(huán)組成“模擬機體”，通過設計計算和最后的測試，確定整個系統(tǒng)的重心位置，將該重心位置作為萬向鉸中心。機體與基礎之間用彈性元件或黏彈性元件連接，可以模擬起落架剛度和阻尼。

2.2 電機及轉(zhuǎn)速控制部分

電機是旋翼的動力源，采用10 kW三相交流電機轉(zhuǎn)速在0～1 200 r/min可連續(xù)調(diào)節(jié)，精度為±1 r/min。電機能在350～440 V的條件下穩(wěn)定工作，具有過流、過壓保護，連續(xù)工作時間大于30 min。

電機的轉(zhuǎn)速控制部分用來實現(xiàn)電機的啟動、停止和轉(zhuǎn)速的控制，能感受并顯示電機的轉(zhuǎn)速，可對電機轉(zhuǎn)速進行連續(xù)調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)精度1 r/min。

電機殼體與旋翼軸的軸套連接，電機軸為空心軸，內(nèi)徑φ25 mm，上端與旋翼軸用花鍵連接，下端與集流環(huán)的內(nèi)環(huán)相連，帶動集流環(huán)內(nèi)環(huán)旋轉(zhuǎn)。

2.3 旋翼操縱部分

旋翼操縱部分用于操縱旋翼總距和周期變距以及在實驗時對旋翼進行激振。旋翼操縱部分包括3個動作筒、3個電液伺服閥、3個位移傳感器、液壓控制系統(tǒng)和相關附件(圖4)。

圖4 旋翼操縱系統(tǒng)框圖

選用的電液伺服閥頻率范圍0～30 Hz，頻率精度為0.01 Hz;在各頻率下，動作筒行程為-15～30 mm，激振時輸出振幅不小于±1.25 mm，加速度能達到45 m/s2、動態(tài)輸出最大力幅不小于85 N。

位移傳感器用于反饋動作筒的位移信號給液壓控制系統(tǒng)，位移精度0.080 mm。

液壓伺服控制包括計算機、伺服控制器、D/A轉(zhuǎn)換板等，用于接受位移傳感器信號和發(fā)出控制信號對電液伺服閥進行控制。

操縱軟件用Labwindows CVI編制，能夠完成自檢、參數(shù)調(diào)整、旋翼操縱、激振、掃頻等功能，圖形界面能夠顯示3個液壓伺服動作器的輸入和輸出信號(圖5)。

旋翼操縱控制軟件內(nèi)置的控制信號為正弦信號，能在0～30 Hz內(nèi)發(fā)出不同幅度的正弦掃頻信號。

控制軟件能實現(xiàn)如下幾種控制:

(1)3個作動筒同時輸出相同幅度的靜態(tài)位移;

(2)3個作動筒同時輸出幅度各不相同的靜態(tài)位移;

(3)3個作動筒同時輸出同頻率、同幅值及同相位的動態(tài)位移。

(4)各動作筒輸出同頻率、不同幅值、不同相 位差的動態(tài)位移。

2.4 液壓油源

液壓油源用于向旋翼操縱系統(tǒng)提供動力，額定工作壓力為13.5 MPa、額定流量不小于25 L/min、絕對過濾度為3 μm，通過分油器同時為3個電液伺服閥供油。

具有壓力顯示、油溫顯示、油箱液位顯示功能。為了保證安全，具有超溫報警裝置、低液位報警裝置和污染度超標告警裝置。使用HY-10航空液壓油，能夠通過自身的循環(huán)使油液污染度達到GJB-4206/A的標準。采用水冷的方式控制油溫，能夠在環(huán)境溫度為-10～60℃內(nèi)正常工作。

2.5 數(shù)據(jù)采集與分析部分

數(shù)據(jù)采集與分析部分用于完成對旋翼槳葉和機體振動量的數(shù)據(jù)采集、實時分析、數(shù)據(jù)存儲、打印及傳輸?shù)热蝿铡Ｆ溆布到y(tǒng)包括傳感器、集流環(huán)、A/D轉(zhuǎn)換板、計算機以及相關的附件。

采用基于PXI總線的信號采集系統(tǒng)，將旋翼槳葉的揮舞、擺振、變距信號，槳葉應變信號，機體滾轉(zhuǎn)、俯仰信號，減擺器載荷、變距拉桿載荷信號，旋翼轉(zhuǎn)速信號，機體振動信號等經(jīng)過預處理后轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號，與動態(tài)分析儀連接，進行數(shù)據(jù)分析。

在4片槳葉的揮舞及擺振柔性片上均貼有應變片以測量其揮舞及擺振彎曲應變。這些信號均通過穿過空心旋翼軸及電機軸的導線和集流環(huán)傳給數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)。除此之外，還要測量旋翼的轉(zhuǎn)速信號和一個方位角信號。

在“模擬機體”上沿縱向及橫向安裝加速度傳感器，測量其縱、橫向轉(zhuǎn)動的角加速度。在約束“模擬機體”運動的彈性片上貼有應變片，由其彎曲應變通過標定可推出其縱、橫向轉(zhuǎn)動角度。

系統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集、分析軟件是基于NI LabVIEW平臺編制的，具有使用簡單，擴展性能好等特點。數(shù)據(jù)采集分析軟件提供“功能模塊”和“圖形顯示模塊”(圖6)。

圖6 數(shù)據(jù)采集分析軟件界面

功能模塊包括數(shù)據(jù)采集模塊、數(shù)據(jù)處理模塊和數(shù)據(jù)保存模塊。

數(shù)據(jù)采集模塊完成對信號采集通道的配置和管理。數(shù)據(jù)處理模塊對采集的信號進行處理，包括加窗函數(shù)、FFT變換、功率譜函數(shù)、頻響函數(shù)等。數(shù)據(jù)保存模塊提供對采集數(shù)據(jù)的自動保存。

圖形顯示模塊為用戶提供了方便靈活的圖形操作界面，用戶只需拖動需要觀察的數(shù)據(jù)通道至圖形顯示區(qū)，即可觀察該通道數(shù)據(jù)圖線;同時，提供的Cursors功能，為用戶提供了方便的查看和比較圖線數(shù)據(jù)點精確值的功能。

3 結束語

構建了一套完整的模擬旋翼/機體耦合系統(tǒng)的直升機旋翼動力學綜合實驗系統(tǒng)，研制了旋翼操縱控制軟件，實現(xiàn)了旋翼的變頻率、變幅值、多通道的實時閉環(huán)控制，實現(xiàn)了旋翼動力特性的仿真，能夠模擬直升機旋翼/機體耦合的各種狀態(tài)和設置模擬故障。

該實驗系統(tǒng)已應用于海軍航空工程學院各層次的實驗教學，解決了教學訓練過程中直升機旋翼系統(tǒng)實驗手段欠缺的難題，該系統(tǒng)還可應用于直升機部隊的模擬排故、訓練。依托該實驗系統(tǒng)，取得了較好的教學科研成果，效果顯著。

【1】航空航天工業(yè)部科學技術研究院.直升機動力學手冊［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1991.

【2】RICKETTS Rodney.Experimental Aeroelasticity History，Status and Future in Brief［R］.NASA Technical Memorandum 102651，1990.

【3】TONGUE B H.Response of a Rotorcraft Model with Damping Non-linearities［J］.Journal of Sound and Vibration，1985，103(2):211-224.

【4】JOHNSON Wayne.Rotorcraft Dynamics Models for a Comprehensive Analysis［C］//The American Helicopter Society 54th Annual Forum，Washington DC，1998.

【5】ZHANG Xiaogu.Physical Understanding of Helicopter Air and Ground Resonance［J］.Journal of the American Helicopter Society，1986，31(4):4-11.

【6】胡國才，向錦武，張曉谷.前飛狀態(tài)直升機旋翼/機體耦合動穩(wěn)定性分析模型［J］.航空學報，2004，25(5):451-455.

【7】高亞東，張曾锠.直升機旋翼不平衡故障診斷試驗研究［J］.振動、測試與診斷，2009，29(2):214-216.

【8】王煥瑾，高正.高速直升機方案中旋翼自轉(zhuǎn)狀態(tài)的實驗研究［J］.空氣動力學學報，2004，22(2):151-155.

【9】STREHLOW H，RAPP H.Smart Materials for Helicopter Rotor Active Control［C］//AGARD/SMP Specialist’s Meeting on Smart Structures for Aircraft and Spacecraft，1992.

【10】SAHASRABUDHE Vineet，GOLD Phillip J.Reducing Rotor-Body Coupling Using Active Control［C］//The American Helicopter Society 60th Annual Forum，Baltimore，2004.