馬玉杰，汪正中

(中國直升機設(shè)計研究所，直升機旋翼動力學(xué)重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

某型直升機縮比模型著水試驗研究

馬玉杰，汪正中

(中國直升機設(shè)計研究所，直升機旋翼動力學(xué)重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

為了研究直升機水上迫降特性，利用某民用直升機1∶8縮比模型，在TsAGI水動實驗室開展了靜水及規(guī)則波中的模型著水試驗，測得了模型姿態(tài)、駕駛艙及重心處過載系數(shù)和模型底部壓力時間歷程曲線，采用“相對零位”方法進行了試驗數(shù)據(jù)處理，得到了過載、壓力峰值，并確定了直升機著水安全范圍，給出了保證模型不傾覆的運動參數(shù)范圍。試驗數(shù)據(jù)分析表明:靜水試驗中，模型以俯仰角8°～10°前飛著水時，垂向過載較小;規(guī)則波試驗中，模型以較小的前飛速度落在波峰或波背上，垂向過載較小。此項研究為國內(nèi)開展直升機水上迫降試驗研究提供了參考。

直升機;縮比模型;水上迫降;過載;壓力;規(guī)則波

0 引言

直升機水上迫降過程是一個高度復(fù)雜的流固耦合問題，涉及水彈性、飛濺等各種物理問題，進行數(shù)值分析存在很大的難度，試驗方法則是研究水上迫降問題的最有效手段。目前直升機水上迫降性能的研究主要是基于縮比動力模型入水試驗，在水動試驗室模擬直升機入水，評估直升機在靜水和波浪中的迫降特性，根據(jù)不同工況條件下的著水載荷、姿態(tài)變化、壓力分布等推薦初始入水參數(shù)，確定直升機的最佳迫降程序。

國外針對直升機水上迫降試驗技術(shù)開展了廣泛的研究，獲得了大量成熟的技術(shù)成果。韋斯特蘭公司［1］和英國地效飛行器公司［2］均采用直升機縮比模型進行著水試驗研究，模型配備相應(yīng)的縮比旋翼，以提供2/3升力。美國海軍計劃開展一系列水上降落試驗［3］評估直升機的水上迫降性能。SH－2G應(yīng)急漂浮系統(tǒng)取證試驗選擇了水槽模型試驗，在吉凱恩(GKN)集團韋斯特蘭航宇有限試驗室進行。試驗室裝配了波浪發(fā)生器和風(fēng)發(fā)生器，可以模擬5級最高海況環(huán)境。試驗采用1/10的縮比模型，全部三個軸的重力、重心和慣性矩與全尺寸直升機保持嚴(yán)格的動力學(xué)相似。2000年，歐洲［4］開始實施了“CAST－直升機著水適墜性:采用先進的仿真工具進行結(jié)構(gòu)設(shè)計”項目，項目完成了WG30部件及全尺寸墜毀試驗、地板抗墜毀試驗，并采用CRASH軟件進行了仿真分析，獲得了著水載荷及壓力分布的試驗數(shù)據(jù)和仿真數(shù)據(jù)。

國內(nèi)20世紀(jì)80年代開展了直升機縮比模型水動試驗，測量了模型撞水時的過載系數(shù);2011年在605所高速水動力實驗室［14－15］開展了某型直升機應(yīng)急浮囊載荷及漂浮特性試驗技術(shù)研究，模型帶浮囊，機身為框架式結(jié)構(gòu);2014年開展了某型直升機縮比模型著水試驗研究，初步解決了模型投放姿態(tài)不可控的問題。

從國外的發(fā)展來看，直升機水上迫降試驗技術(shù)已從縮比模型著水試驗發(fā)展到部件、全機著水試驗，可以考慮模型內(nèi)部真實結(jié)構(gòu)及破損情況，建立了完整的試驗數(shù)據(jù)庫。結(jié)合先進的理論仿真工具，基本解決了直升機水上迫降的試驗和分析問題。而國內(nèi)在此項技術(shù)領(lǐng)域的研究狀況與國外存在明顯的差距，僅在模型試驗及數(shù)值仿真方面做了一些探索研究。

本文針對某民用直升機縮比模型，在俄羅斯中央流體動力研究院(TsAGI)莫斯科分院進行了著水試驗研究，詳細(xì)介紹了試驗設(shè)備、試驗?zāi)Ｐ汀⒃囼炓?、試驗流程和試驗結(jié)果，給出了確保直升機不傾覆的運動參數(shù)范圍，為國內(nèi)開展直升機水上迫降試驗研究提供了參考。

1 試驗設(shè)備及模型

1．1 試驗設(shè)備

某民用直升機縮比模型確定水上迫降安全范圍試驗是在俄羅斯中央流體動力研究院(TsAGI)莫斯科分院的拖曳水池進行的。拖曳水池如圖1所示，主要參數(shù)為:

1)水池尺寸:池長202m，水面寬度12m，池深6m，試驗段長度為84m;

2)拖車性能:拖車速度范圍0．1～16m/s;

3)造波性能:規(guī)則波波高:30～200mm，規(guī)則波波長:3～7．5m。

圖2為安裝在拖車上的試驗臺方案圖，由用來改變投放高度的齒條、釋放模型的電磁鎖和改變偏航角、滾轉(zhuǎn)角及俯仰角的旋轉(zhuǎn)單元組成。在試驗之前，模型通過電磁鎖以某個投放高度和某個偏航角、滾轉(zhuǎn)角和俯仰角安裝在試驗臺上。

1．2 試驗?zāi)Ｐ?/p>

直升機著水試驗縮比模型如圖3所示，由直升機縮比模型和浮筒縮比模型兩大部分組成，其外形、尺寸、體積、重心、慣量等參數(shù)均按照FROUDE數(shù)相似進行縮比。

為了方便安裝、調(diào)試，模型上配置了若干附件:①機身頭部的組件，用于在水池中牽引模型;②機頭上的可拆除梁，用于安裝額外的配重塊，通過高度調(diào)整模型重心、慣量;③前機身處的可拆除軸，用于確定慣性矩;④前機身上方的平臺，平行于模型縱軸，角度計安裝在此平臺上，用于模型安裝時調(diào)試姿態(tài)角，試驗開始前需拆除角度計;⑤模型上部的電磁鐵安裝板，用于將模型安裝到試驗臺上，試驗過程中通過該電磁鐵將模型釋放到水中;⑥重心處的可拆除軸用于調(diào)整模型平衡;⑦模型內(nèi)部隔框上布置放水洞，方便模型進水后將水放掉。

模型重心處安裝了慣性模塊ADIS－16365，測量重心處的角速度、角度及過載;模型前機身處安裝了加速度傳感器ADXL－321，測量駕駛艙處的過載;模型底部安裝了5個壓力傳感器 XPM10－20BS，測量模型底部不同位置的壓力分布。

2 模型試驗

2．1 試驗方案

正式試驗時，模型通過電磁鎖安裝到拖車上，調(diào)整到指定的投放高度和姿態(tài)，模型投放高度控制著水垂向速度，拖車水平速度設(shè)置向前的著水速度。試驗過程中沒有模擬旋翼升力，模型通過電磁鎖投放到靜水或規(guī)則波的不同位置(包括波峰，波谷，迎浪和背浪)，規(guī)則波由造波機生成。

靜水工況時，當(dāng)拖車加速至投放速度時釋放模型;波浪工況時，投放高度定義為浮筒最低點到波峰的距離。釋放模型的控制信號根據(jù)拖車的速度、波浪相位自動計算，保證模型落在要求的波浪位置(如波峰或者波谷)。

試驗過程中數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)實時采集模型入水參數(shù)，包括姿態(tài)角、過載和模型底部壓力的時間歷程。各傳感器測量的信號記錄在安裝在模型內(nèi)部的小尺寸便攜式記錄設(shè)備中，通過藍牙傳輸?shù)皆囼炁_上的存儲設(shè)備，再拷到計算機中進行數(shù)據(jù)處理。試驗流程示意圖如圖4所示。

2．2 試驗內(nèi)容

試驗分為兩個階段進行。第一階段確定落在靜水和規(guī)則波中時，作用在直升機上的載荷;第二階段確定直升機的安全迫降范圍，也就是確定保證模型不傾覆時的運動參數(shù)組合。

2．2．1 階段1—確定迫降中作用在直升機模型上的載荷

1)靜水試驗

靜水試驗包括前飛著水、垂直著水試驗，模型以不同俯仰角(6°、8°、10°)、滾轉(zhuǎn)角(0°、5°)、偏航角(0°、15°)和不同垂直下降速度(0．71m/s、1．24m/ s)、前飛速度(0m/s、2．83m/s、5．44m/s)投放到靜水中。

2)規(guī)則波試驗

根據(jù)靜水試驗結(jié)果，確定規(guī)則波試驗中的最優(yōu)俯仰角，進行不同前飛速度、垂直下降速度、俯仰角、偏航角狀態(tài)的試驗。模型投放在規(guī)則波的四個不同截面(波峰、波谷、迎波和背波)。波高為0．156m、0．25m，初始波長選定6個值，根據(jù)試驗結(jié)果中載荷最大的原則，確定試驗波長。

2．2．2 階段2—直升機安全著水狀態(tài)的確定

波高為0．249m、波長為4．2m，俯仰角為8°、前飛速度為5．44m/s、偏航角±15°、滾轉(zhuǎn)角為5°。模型落在波浪的四個截面:波峰、波谷、迎波和背波。

圖5和圖6分別為靜水和規(guī)則波著水試驗。

2．3 試驗數(shù)據(jù)處理

試驗過程中，進行測試前，各傳感器都會有一個初始值，定義為初始零位。零位漂移是任何測試系統(tǒng)的固有特性，本次試驗中是由以下因素引起的:

1)模擬信號傳感器的初始偏差;

2)模擬信號傳感器和測試系統(tǒng)的溫漂影響;

3)慣性模塊的隨機偏差(包括初始偏差、角度和速度的隨機差動);

4)慣性模塊的溫度穩(wěn)定性(這種情況下慣性模塊的偏差不會超過30s);

5)模型加速度對陀螺儀讀數(shù)的影響;

6)初始的外部條件(包括電壓輸入、周圍大氣壓、模型相對重力加速度方向的初始姿態(tài)的偏差)。

對于這種隨機偏差，“相對零位”的處理方法是最簡單有效的。試驗開始之前，模型以設(shè)置的姿態(tài)角固定在試驗臺架上。試驗開始后，模型以預(yù)定高度、速度朝著釋放的位置運動，在釋放前約5～7s開始記錄試驗數(shù)據(jù)，這部分?jǐn)?shù)據(jù)寫入一個特殊的文檔，即一個特定時間內(nèi)的相對零位。之后進行試驗，記錄相應(yīng)的試驗數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)處理過程中，傳感器讀數(shù)減去相對零位值，從而得到真實的試驗數(shù)據(jù)。每次試驗都需重復(fù)以上步驟。

以某工況試驗數(shù)據(jù)為例進行詳細(xì)說明，圖7為未經(jīng)處理的壓力和過載。如圖所示，6s前模型固定在臺架上沿著軌道運動，每個壓力傳感器和加速度傳感器都有個初始值，此時采集的信號是無用的。6s處模型接觸水面，有效信號出現(xiàn)，壓力和過載有大幅變化，迅速增大達到峰值，又開始減小。

在記錄開始至有效信號出現(xiàn)的數(shù)據(jù)組中截取一段(本工況截取至5．8s)，單獨保存到“零位”文件中。

然后將零位文件加載到數(shù)據(jù)處理的相應(yīng)程序中，計算出相對零位的平均值，則真實的有效信號值為所測信號值減去相對零位的平均值，如圖8所示。值得注意的是，每一次試驗的相對零位都不同，相對零位文件的截取時間也要根據(jù)試驗數(shù)據(jù)而定。

3 試驗結(jié)果分析

3．1 階段1—確定迫降中作用在直升機模型上的載荷

1)靜水試驗結(jié)果

前飛速度為0時，最大過載及最大壓力在俯仰角為0°時產(chǎn)生，隨著俯仰角增大，過載減小，當(dāng)俯仰角大于4°時過載變化不大。滾轉(zhuǎn)角對過載及壓力影響不大。前飛速度為2．83m/s、5．44m/s時，最小的垂向過載發(fā)生在俯仰角為8°、－10°時，滾轉(zhuǎn)角和偏航角對駕駛艙處和重心處過載影響較小。

圖9給出了垂直著水和前飛著水時不同俯仰角下垂向過載極值的變化曲線。

圖10為模型底部上的縱向、橫向壓力分布。可見，模型底部縱向中心線處壓力峰值最大，且沿著機頭至機尾呈增大趨勢。

靜水下的模型試驗結(jié)果表明，在所研究的運動參數(shù)范圍內(nèi)，直升機最佳入水俯仰角為:帶前飛速度時，俯仰角為8°;不帶前向速度時，俯仰角大于4°。在上述角度下著水時水載荷最小，因此將是最安全的。

2)規(guī)則波試驗結(jié)果

初始波長選定為7．2m、6．2m、5．2m、4．2m、3．4m、2．8m，圖11給出了不同波長值下，前飛速度為5．44m/s、模型投放到波峰時重心和駕駛艙處的垂向過載變化曲線，可見在所有初始波長中，波長減小，駕駛艙和重心處的過載將會增加。當(dāng)波長為2．8m時產(chǎn)生最大過載，這是由于波長較小時，投放到波峰或背波的模型會撞擊到下一個波的前波，故而產(chǎn)生更大的過載。

模型試驗過程中，波高為 0．249m、波長為4．2m，無滾轉(zhuǎn)及偏航，及波高范圍為 0．152～0．158m，波長范圍為4．2～7．2m的情況下，駕駛艙和重心處的垂向過載最小值發(fā)生在投放到波峰和背波處。當(dāng)模型投放在波峰上時，后浮筒將與波峰接觸并沿波的后部滾到波谷。投放在背波時會發(fā)生相同情況。而投放到迎波處，當(dāng)波浪陡度的傾斜角和模型俯仰角一致時，可能與水發(fā)生平面碰撞，大多數(shù)工況的過載和壓力的最大值出現(xiàn)在波谷及迎波的時候。

值得注意的是，模型投放在波的相同位置時，測量到的過載和壓力可能變化很大。這是因為在投放試驗中，過載和壓力由機身底部和浮筒與水面接觸的實際角度決定。由于模型長度與波長相近，就算在波的相同位置投放時也很難確保入水條件一致，因此過載和壓力的測量結(jié)果具有概率性。為得到更為準(zhǔn)確的結(jié)果，進行大量試驗并對測量結(jié)果進行統(tǒng)計處理就很有必要。

3．2 階段2—直升機安全著水狀態(tài)的確定

本階段試驗的目的是確定一組運動參數(shù)，包括前飛速度、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角，使得模型在指定工況下安全著水不翻機。根據(jù)階段1的試驗結(jié)果，進行了規(guī)則波試驗，波高為0．249m，波長為4．2m，俯仰角為8°，前飛速度為5．44m/s，偏航角±15°，滾轉(zhuǎn)角為5°。試驗結(jié)果表明在指定的運動參數(shù)范圍內(nèi)模型足夠穩(wěn)定，展現(xiàn)了橫向、縱向穩(wěn)定性，當(dāng)落在波高為 0．249m，波長為 4．2m的波浪和波高0．251m、波長3．1m的波浪中，都不會傾覆。

4 結(jié)論

本文針對某民用直升機模型進行水上迫降安全范圍確定試驗，對試驗設(shè)備、試驗方案和試驗結(jié)果進行了總結(jié)，得到如下結(jié)論:

1)模型設(shè)計首次采用外部設(shè)置配重、吊鉤的結(jié)構(gòu)設(shè)計，改變了將配重裝在模型內(nèi)部的傳統(tǒng)思想。所研制的帶剛性浮筒縮比模型，經(jīng)試驗驗證，具有良好的防水性能，展現(xiàn)了很好的橫向、縱向穩(wěn)定性;

2)模型在所研究的運動參數(shù)范圍內(nèi)，當(dāng)前飛速度為8～15．3m/s時，對應(yīng)的最優(yōu)條件是俯仰角為8°～10°;當(dāng)前飛速度為0時，落在靜水上的最優(yōu)條件是俯仰角為4°～10°，同時垂直下降率應(yīng)該盡可能小;落在規(guī)則波中，最優(yōu)條件是以盡可能小的前飛速度落在波峰或波背上。

3)根據(jù)拖車的速度和波浪相位值來控制投放時間、測試信號無線傳輸?shù)仍囼灱夹g(shù)，以及試驗數(shù)據(jù)處理方法，可為國內(nèi)開展直升機縮比模型著水試驗研究提供參考;試驗獲得的過載、壓力分布等試驗數(shù)據(jù)，可為直升機水上迫降理論方法研究提供驗證依據(jù)。

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Research on the Ditching Test of a Dynamical－scaled Helicopter Model

MA Yujie，WANG Zhengzhong
(Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，CHRDI，Jingdezhen 333001，China)

To investigate the ditching characteristics of the helicopter，the ditching test of a civil helicopter model was carried out in TsAGI towing tank．The scale of the model is 1∶8．The model was dropped in the calm water and the regular waves．During the test，the attitude，the overloads in the model fore part and the center－of－mass，the pressure in different part of the model bottom subject to time were measured．The algorithm of zero sampling was applied in the data processing and visualization，the peak values of overloads and pressures were obtained．The helicopter safe ditching range，namely，a combination of kinematic parameters under which the model ditches without overturning was determined．According to the test data analysis，the lower values of the normal overloads could be obtained when ditching at the trim angles of 8－10°on calm water and ditching on wave crest or on back wave at the minimum possible forward speed．The investigation provided some reference for the research on the helicopter ditching test in China．

helicopter;dynamical－scaled model;ditching;overloads;pressure;regular waves．

O353．5;V216．2+3

A

1673-1220(2017)02-050-06

2016－10－09

本論文由國際科技合作項目(2008DFR80210)資助。

馬玉杰(1986－)，女，河北秦皇島人，碩士，工程師，主要研究方向:直升機飛行動力學(xué)。