董海峰

(中航工業(yè)哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司計量中心，黑龍江哈爾濱150066)

0 引言

直升機基準槳葉是生產(chǎn)、調(diào)試、檢測裝配直升機槳葉的比對標準，是直九型直升機槳葉特性參數(shù)的參照基準，是直升機研發(fā)過程的重要部件。槳葉的旋轉(zhuǎn)帶動直升機實現(xiàn)垂直起飛、前進及懸停等各種飛行狀態(tài)，而槳葉的特性參數(shù)的準確性則直接影響直升機飛行的品質(zhì)［1-3］。在制造過程中和裝配飛機前，要對直升機槳葉的靜態(tài)特性參數(shù)進行測試，在動平衡試驗臺上利用基準槳葉對機載槳葉的動態(tài)特性參數(shù)(共錐度參數(shù))進行校準。共錐度參數(shù)是基準槳葉特性參數(shù)中最主要的參數(shù)之一，對其校準也是基準槳葉校準過程中的重點，又是難點，因此基準槳葉共錐度特性參數(shù)的校準尤為重要。

直九機型基準槳葉在上世紀80年代隨直九型直升機從法國引進，法國軍方一直對直九機型基準槳葉的校準技術進行封鎖，因此30年來基準槳葉的共錐度特性參數(shù)的準確性處于未知狀態(tài)?；鶞蕵~共錐度特性參數(shù)的校準技術的研究也日趨緊迫。

1 槳葉共錐度的定義

在工程上，通過被測槳葉的錐度與標準槳葉錐度的差來表述被測槳葉的共錐度的特性。由于在實際工程上，直接測量兩片槳葉的錐度差比較困難，通常用兩片槳葉揮舞高度的相對差值來表示共錐度。用這一參數(shù)來表征槳葉揮舞軌跡一致性的程度［4-5］。如圖1。

h1，h2，h3，hB1分別為三片槳葉在不同錐度下的揮舞高度，通過測時法實現(xiàn)槳葉共錐度的測量。

2 直九型基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置的測量原理

基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置如圖1所示，其測量原理是利用三組激光束，使旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的三片槳葉按順時針切割激光束，通過測量時序脈沖信號和時序算法程序計算出基準槳葉的共錐度參數(shù)。

圖1 基準槳葉共錐度參數(shù)值實際分析原理圖

在使用激光測量方法的過程中，由于槳葉在切割兩束激光交叉區(qū)域時，激光束很短，槳葉切割兩束激光的時間間隔很短，要求信號處理系統(tǒng)的采集頻率高，噪聲小。因此，這里的信號采集芯片采用的是美國德州儀器公司的CPLD(高速邏輯信號陣列)和DSP(高速信號處理器)，通過采集和處理三片槳葉的脈沖信號，并對算法程序進行非線性補償，從而獲得共錐度參數(shù)。

2.1 校準裝置的采樣頻率

由于未引入非線性補償時，將基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置的不確定度理論設定值為5 mm，因此本文主要基于測量過程的逆向過程，將基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置的分辨能力設定為0.2 mm 左右。這也就是說，當兩片槳葉的高度差小于或等于0.2 mm 時，校準裝置會將這兩片槳葉視為揮舞高度相同的槳葉。因而，一片基準槳葉在激光束中穿過時，如果它的波動介于±0.2 mm 區(qū)間，系統(tǒng)是測量不出來時間差的。

那么，當兩片槳葉揮舞高度方向出現(xiàn)0.2 mm 差值，設槳葉在水平方向上運行的距離為x(見圖2)，由此可計算出系統(tǒng)的采用頻率。具體地，根據(jù)公式

有

設定基準槳葉半徑R 所取的最大整數(shù)為6000 mm，旋翼轉(zhuǎn)速n 為366 r/min，則

從而采樣頻率f=3 MHz。而基于采樣定理，真實的采樣頻率應為計算頻率的2 至3 倍，因此校準裝置的采樣頻率應為10 MHz。

2.2 測量算法非線性補償原理

實際應用中，槳葉上的旋翼錐體與激光平面相切所產(chǎn)生的三個切點并不是在同一條直線上，而是在兩個平面的相貫線上(圖1 和圖2 中的虛線為相貫線)。相貫線為槳葉理論上的揮舞軌跡(即槳葉沒有彎曲的情況下的軌跡)。

理論分析的算法中采用的是槳葉掃過B 和C 點的時間差ΔtBC，但在實際測量過程中，這一差值是很難被測得的;通過測量時間序列，得到激光平面與槳葉的揮舞軌跡錐體的相貫線上B1與C 間的時間差值ΔtB1C。顯然，二者間的高度差為BB1。激光信號時序圖見圖3，且該差值隨著槳葉揮起的角度不同呈非線性變化。

圖2 基準槳葉共錐度參數(shù)值理論分析原理圖

圖3 激光信號時序圖

通過估算，槳葉揮起的高度約為500 mm，槳葉揮舞參數(shù)測量點半徑約5556 m。則槳葉揮舞錐度角β=arcsin(500/5556)=5°。兩束垂直激光器的距離為700 mm，不經(jīng)過算法修正，則由拋物線引起的最大誤差為-0.9 mm，由槳葉揮起角度引起的非線性誤差已經(jīng)超出了系統(tǒng)要求的誤差范圍，必須進行非線性的修正。

槳葉揮舞參數(shù)校準系統(tǒng)激光器結(jié)構(gòu)如圖4所示，其中，O 是旋翼的槳轂中心，F(xiàn)Ⅰ和TD 是兩個垂直激光器，L 是二者安裝距離，與槳轂中心水平夾角為α，ⅠT 為斜激光器，θ 為傾斜角度，三者形成一個激光平面;并且，OEG 是槳轂平面，槳葉揮舞呈倒錐體，AKC 是槳尖的軌跡平面，槳葉OK 切割三束激光的切割點為A，B1，C 三點。由于L 約為700 mm，相比于槳葉槳尖的旋轉(zhuǎn)周長2πR(約為35000 mm)是一個相對小的量，因此可以認為在這個過程中槳葉的揮舞角度為定值。H 是槳葉揮舞高度，h0是靠近地面的激光束交點離槳轂平面的距離，h 為槳葉測量靶點的揮舞高度，槳葉揮起的角度為β。

圖4 激光器空間安裝結(jié)構(gòu)圖

在圖4 中，ON 為O 點到EG 的垂線，可知

已知

以上是以槳盤平面為參考的槳葉揮起高度，則3片基準槳葉的揮舞高度h1，h2，h3分別為

三片基準槳葉間的揮舞高度差為

該算法考慮了槳葉揮起角度本身和三組激光器安裝參數(shù)對揮舞高度的非線性影響，很好地補充了基準槳葉在大槳距狀態(tài)動平衡試驗時揮舞參數(shù)的誤差。

3 直九型基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置的標定

3.1 標定方法

要確保直九型基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置的準確性，就必須對其進行校準，使其能夠計量溯源，據(jù)此本文研究的校準技術中設計了一套標定系統(tǒng)。當槳葉有揮舞角度時，切割激光會產(chǎn)生拋物線誤差，而當槳葉與激光平面垂直時，則不會產(chǎn)生測量誤差。因此，本文使用有一定高度差的剛性模擬槳葉切割三束激光，并使剛性模擬槳葉與激光平面垂直，以固定的轉(zhuǎn)速使剛性模擬槳葉切割激光束信號，從而利用剛性模擬槳葉間的固定高度差值校準直九型基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置。該方法可以溯源到標準量塊(幾何量標準)，其溯源過程見圖5。

圖5 校準溯源圖

3.2 標定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

每兩片模擬槳葉的高度差為100 mm，由精密轉(zhuǎn)臺驅(qū)動旋轉(zhuǎn)，精密轉(zhuǎn)臺安裝在升降臺上，升降臺的調(diào)整范圍為0 ～1500 mm，可保證激光器在0 ～1000 mm 的測量范圍內(nèi)任意位置切割激光束，這個測量范圍即是基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置的最大測量范圍。槳葉的仿真模型和標定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖分別見圖6 和圖7，實際安裝結(jié)構(gòu)如圖8所示。

4 校準裝置不確定度分析及驗證

4.1 B 類不確定度評估分析

1)基準槳葉揮起角度β 的最大值約為7°，測量靶點的半徑是5786 mm，則槳葉的揮舞高度是710.4 mm。若采用非線性補償算法，那么測量誤差的最大值為a1=0.5 mm，服從均勻分布，，其帶來的不確定度為u1=0.28 mm。

2)基準槳葉安裝引入的誤差a2=0.1 mm，服從均勻分布，，其帶來的不確定度為u2=0.056 mm。

3)環(huán)境陣風對基準槳葉揮舞參數(shù)的影響誤差a3=2.0 mm，誤差區(qū)間半寬度為1.0 mm，服從均勻分布，，其帶來的不確定度為u3=0.57 mm。

圖6 仿真槳葉俯視圖

圖7 標定系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

圖8 轉(zhuǎn)臺、升降機構(gòu)及模擬槳葉實際安裝結(jié)構(gòu)

4)動平衡試驗臺轉(zhuǎn)速引入的誤差a4=0.1 mm，均勻分布，，其帶來的不確定度為u4=0.056 mm。

以上B 類綜合不確定度為

4.2 A 類不確定度的評估分析

使用基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置測量基準槳葉的共錐度參數(shù)，動平衡試驗臺轉(zhuǎn)速為360 r/min，共進行10 次測量，測量結(jié)果分別為:1.1，-0.5，0.3，1，-0.6，-0.3，-0.5，-0.9，-0.4，-0.8 mm。

由貝塞爾公式，n 次獨立測量的試驗標準偏差為

從而uA=0.18 mm，合成標準不確定度為

取包含因子k=2，因此，擴展不確定度為

由不確定度評定結(jié)果可知，經(jīng)過非線性補償設計后，基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置的不確定度為1.4 mm，小于沒有引進非線性補償前的理論值(5 mm)，說明該方法可以滿足直九型直升機基準槳葉共錐度校準及測量的要求。

5 結(jié)論

本文研究了現(xiàn)有直九型直升機基準槳葉校準裝置的測量原理，分析了傳統(tǒng)測量方法，并通過算法程序?qū)υ摐y量方法進行了非線性補償分析，使其共錐度測量結(jié)果更加準確可靠;其次建立了直九型基準槳葉共錐度參數(shù)校準裝置標定系統(tǒng)，從而對激光器定位參數(shù)進行標定。進入現(xiàn)場后，通過這套系統(tǒng)實現(xiàn)了基準槳葉揮舞參數(shù)的校準和溯源。所研究直九型直升機基準槳葉共錐度參數(shù)的校準技術，可以推廣到其他機型直升機槳葉的校準上。

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