中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所

扭矩測試系統(tǒng)不斷應(yīng)用于無人直升機(jī)，如何有效保證扭矩測試系統(tǒng)的測量精度，標(biāo)定方法研究最為關(guān)鍵。本文通過設(shè)計(jì)方案進(jìn)行標(biāo)定試驗(yàn)，用標(biāo)定得到的數(shù)據(jù)修正扭矩測試系統(tǒng)軟件計(jì)算參數(shù)，通過迭代驗(yàn)證結(jié)果，確定扭矩測試系統(tǒng)測量誤差不超過5%。

不同姿態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率是評(píng)判無人直升機(jī)性能的重要指標(biāo)之一。通過測量扭矩和轉(zhuǎn)速換算得到發(fā)動(dòng)機(jī)功率。為得到不同姿態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)功率，需要實(shí)時(shí)監(jiān)測旋轉(zhuǎn)的主旋翼軸和尾傳動(dòng)軸上扭矩的變化，因此分別在主旋翼軸和尾傳動(dòng)軸上安裝扭矩測量儀器，通過無線網(wǎng)絡(luò)在電腦上實(shí)時(shí)監(jiān)測扭矩變化。

本文使用的扭矩測試系統(tǒng)屬于應(yīng)變式測扭矩，通過測量旋轉(zhuǎn)軸表面的應(yīng)力應(yīng)變值，代入相應(yīng)的力學(xué)公式計(jì)算，獲得旋轉(zhuǎn)軸上承受的扭矩大小。隨著技術(shù)不斷發(fā)展，目前應(yīng)變計(jì)使用了多種物理原理支撐的應(yīng)力敏感元件，如聲表面波傳感器、逆磁致伸縮材料傳感器、壓電式扭矩傳感器等元件，原先單一的電阻式應(yīng)變計(jì)已逐漸被淘汰。

扭矩測試系統(tǒng)安裝過后，各項(xiàng)參數(shù)均未經(jīng)修正，所測數(shù)據(jù)往往與實(shí)際值相差巨大。因此，為了保證扭矩測試系統(tǒng)的準(zhǔn)確性，需在使用前對(duì)其進(jìn)行標(biāo)定，修正軟件參數(shù)。

扭矩測試系統(tǒng)標(biāo)定常用方法

軸扭矩測試系統(tǒng)常用標(biāo)定方法有直接標(biāo)定，模擬小軸法以及直接使用扭矩標(biāo)定儀器。

直接標(biāo)定

直接標(biāo)定是現(xiàn)場對(duì)被測軸施加已知拉力，這種標(biāo)定方法最直接和準(zhǔn)確，比較適合本文扭矩測試系統(tǒng)的標(biāo)定。

模擬小軸法

模擬小軸法屬于間接標(biāo)定方法，采用與實(shí)測軸材質(zhì)相同的小直徑軸，要求小軸上的應(yīng)變計(jì)、組橋方式、貼片工藝、儀器及導(dǎo)線均與實(shí)測軸相同。將小軸加載力，做出標(biāo)定曲線，當(dāng)兩軸的測試條件、輸出值如幅值高度相同時(shí)，則表示兩軸產(chǎn)生的切應(yīng)力相等。其缺點(diǎn)是測量精度較差，主要適用于直徑較大的軸，不太適合本文扭矩測試系統(tǒng)的標(biāo)定。

直接使用扭矩標(biāo)定儀器

扭矩標(biāo)定儀器屬于一套完整的測試系統(tǒng)，針對(duì)性強(qiáng)，標(biāo)定過程簡單，可用于需要頻繁標(biāo)定的工具，比如扭矩扳手等。但開發(fā)專用扭矩標(biāo)定儀器的成本較大，且需要定時(shí)將標(biāo)定儀器送到具有標(biāo)定資質(zhì)的相關(guān)機(jī)構(gòu)進(jìn)行校準(zhǔn)，實(shí)用性不強(qiáng)。

標(biāo)定方案

扭矩測試系統(tǒng)在機(jī)體上有兩個(gè)安裝點(diǎn)，分別是主旋翼軸和尾傳動(dòng)軸。本文標(biāo)定的試驗(yàn)對(duì)象為某型無人直升機(jī)地面聯(lián)合試車臺(tái)上的扭矩測試系統(tǒng)。試車臺(tái)動(dòng)力、傳動(dòng)、旋翼等的安裝交點(diǎn)都與無人直升機(jī)機(jī)體完全一致。由于發(fā)動(dòng)機(jī)輸出與主減速器輸入部分皮帶輪組件為內(nèi)包形式，結(jié)構(gòu)極為緊湊，可以用于安裝扭矩測試系統(tǒng)的固定工裝位置較少，而直接使用機(jī)身骨架固定工裝，不允許斷軸進(jìn)行扭矩標(biāo)定測試。所以，應(yīng)根據(jù)無人直升機(jī)的緊湊結(jié)構(gòu)和試車臺(tái)周圍環(huán)境，制定相應(yīng)標(biāo)定方案。

扭矩測試系統(tǒng)介紹

扭矩測試系統(tǒng)由扭矩應(yīng)變片、電源模塊、采集模塊、無線網(wǎng)關(guān)、專用夾具、軟件及配套附件組成，主要功能詳見表1。扭矩測試系統(tǒng)極大節(jié)約了測試中反復(fù)布設(shè)有線數(shù)據(jù)采集設(shè)備所消耗的人力和物力，無線數(shù)字信號(hào)傳輸方式消除了長電纜傳輸和集流環(huán)引起的噪聲干擾，整個(gè)測試系統(tǒng)具有極高的測量精度和抗干擾能力。由于主旋翼軸和尾傳動(dòng)軸上的安裝空間小，儀器跟隨軸一起旋轉(zhuǎn)，因此在不影響旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)特性的情況下，設(shè)計(jì)了質(zhì)量足夠小的專用夾具。夾具采用分體設(shè)計(jì)，電源模塊與采集模塊分離，對(duì)稱安裝。主旋翼軸和尾傳動(dòng)軸的管卡抱箍固定形式見圖1。

表1 扭矩測試系統(tǒng)組成和功能。

扭矩測試系統(tǒng)工作原理如圖1所示。扭矩節(jié)點(diǎn)將電阻應(yīng)變片產(chǎn)生的應(yīng)變電信號(hào)傳送到信號(hào)處理電路，信號(hào)處理電路對(duì)扭矩模擬信號(hào)提取放大，并進(jìn)行模/數(shù)轉(zhuǎn)換，經(jīng)編碼器編碼處理后，由無線發(fā)射模塊發(fā)射給接收模塊，解碼器解析出扭矩?cái)?shù)據(jù)后，將在軟件界面顯示，完成聯(lián)合試車臺(tái)試驗(yàn)過程的扭矩測量和顯示。

圖1 扭矩測試系統(tǒng)工作原理圖。

在軸上需要施加的拉力

在扭矩測試系統(tǒng)上施加實(shí)際工況量程30%以內(nèi)的固定測試?yán)Γ瑢⒏鞔问┘拥睦εc扭矩檢測系統(tǒng)顯示的數(shù)值進(jìn)行比對(duì)。根據(jù)某型無人直升機(jī)《傳動(dòng)系統(tǒng)強(qiáng)度計(jì)算》中提到的數(shù)據(jù)，主旋翼軸內(nèi)直徑48mm，外直徑56．6mm，材料成分34CrNi3MoA，20℃時(shí)彈性模量E=194GPa，泊松比0．3（比對(duì)鋼材），發(fā)動(dòng)機(jī)額定轉(zhuǎn)速5500rpm對(duì)應(yīng)主軸轉(zhuǎn)速約580rpm。尾傳動(dòng)軸最大扭矩47．2N·m，尾減速器輸出轉(zhuǎn)速約為3141rpm。

將尾傳動(dòng)軸扭矩代入經(jīng)驗(yàn)公式：T=9550P/n，T為扭矩，P為功率，n為軸上轉(zhuǎn)速；

得到P= 15．52kW；

實(shí)驗(yàn)室實(shí)測20℃環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)功率，如表2所示。

表2 環(huán)境溫度為20℃的功率數(shù)據(jù)。

已知尾減速器的效率為95%，主減速器的效率為97%。

根據(jù)表2，發(fā)動(dòng)機(jī)最大功率P=77．75kW。

據(jù)單旋翼帶尾槳無人直升機(jī)工程經(jīng)驗(yàn)，按照主減速器輸出功率的85%傳遞給主旋翼軸計(jì)算，主旋翼軸上的功率約為58．25kW。

代入經(jīng)驗(yàn)公式，最大輸出功率時(shí)主旋翼軸的扭矩Tm≈959．12N·m

所以，標(biāo)定過程中給主旋翼軸施加0～300N·m的扭矩，尾傳動(dòng)軸施加15N·m的扭矩。

加載力形式分析

通過理論分析，試驗(yàn)加載力的形式有三種，即單邊力、雙邊同向力和雙邊反向力。為了確定哪一種力適合本文標(biāo)定的加載形式，分別對(duì)三種情況進(jìn)行有限元分析。

通過有限元分析發(fā)現(xiàn)，在施加單邊力情況下，主旋翼軸上受力不均勻且發(fā)生形變，原因是單邊力在產(chǎn)生扭矩的同時(shí)也會(huì)產(chǎn)生彎矩，影響試驗(yàn)結(jié)果見圖2；

圖2 單邊拉力試驗(yàn)方案。

施加雙邊同向力時(shí)，主旋翼軸上受力分層且發(fā)生形變，原因是雙邊同向力所產(chǎn)生的扭矩相互抵消，只留下彎矩，不滿足試驗(yàn)要求，如圖3所示；

圖3 雙邊同向拉力試驗(yàn)方案。

當(dāng)施加雙邊反向力時(shí)，主旋翼軸受力均勻，且沒有發(fā)生形變，雙邊反向力所產(chǎn)生的彎矩相互抵消，只留下扭矩，符合試驗(yàn)要求，如圖4所示。

圖4 雙邊反向拉力試驗(yàn)方案。

標(biāo)定

標(biāo)定主要是根據(jù)槳葉上施加的已知拉力，修正系統(tǒng)處理后的數(shù)據(jù)。根據(jù)槳葉長度，分別取主槳葉2m，尾槳葉0．43m計(jì)算扭矩和拉力。

主槳葉上需要施加的拉力F1=300÷2÷2=75N；

尾槳葉上需要施加的拉力F2=15÷2÷0．43=17．4N≈20N；

最大拉力在人體承受范圍內(nèi)，可以直接用手施加拉力。

在圖5位置安裝固定工裝，距離主旋翼軸軸心2m的位置粘貼標(biāo)識(shí)，試驗(yàn)人員使用標(biāo)定過的拉力器在標(biāo)識(shí)位置施加等大反向的兩個(gè)垂直于旋翼和旋翼軸徑向的水平拉力F1如圖6所示。扭矩測試系統(tǒng)實(shí)時(shí)反饋測量數(shù)據(jù)，通過軟件計(jì)算，數(shù)據(jù)會(huì)自動(dòng)生成一段曲線，截選一段波動(dòng)較小的數(shù)據(jù)，求得平均值，減小人為操作誤差。同理測得尾傳動(dòng)軸上標(biāo)定的數(shù)據(jù)。

圖5 扭矩標(biāo)定固定工裝。

圖6 槳葉受力圖。

數(shù)據(jù)分析

標(biāo)定數(shù)據(jù)

通過標(biāo)定測得的扭矩與實(shí)際力矩對(duì)比，誤差不超過5%，數(shù)據(jù)記錄如表3和表4所示。

表3 距主旋翼軸軸心2m的標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

表4 距尾傳動(dòng)軸軸心0.43m的標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

對(duì)測得的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，經(jīng)過對(duì)軟件計(jì)算的系數(shù)進(jìn)行修正，主旋翼軸和尾傳動(dòng)軸上測得的扭矩與實(shí)際力矩誤差不超過5%，滿足使用要求。

數(shù)據(jù)精度評(píng)估

為評(píng)估扭矩測試系統(tǒng)的數(shù)據(jù)測量精度，在標(biāo)定完成后對(duì)試車臺(tái)進(jìn)行開車，在發(fā)動(dòng)機(jī)額定轉(zhuǎn)速5500rpm下記錄相關(guān)數(shù)據(jù)。為保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性，剔除一個(gè)TCU開度下只記錄的一組數(shù)據(jù)，對(duì)一個(gè)TCU開度下的多組數(shù)據(jù)計(jì)算平均值，整理得到表5數(shù)據(jù)。

表5 額定轉(zhuǎn)速5500rpm時(shí)試車臺(tái)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

表6 環(huán)境溫度為5℃、轉(zhuǎn)速5500rpm時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)功率數(shù)據(jù)。

表7 數(shù)據(jù)精度評(píng)估結(jié)果。

試車臺(tái)開車時(shí)，當(dāng)?shù)貧鉁丶s為5℃，根據(jù)實(shí)驗(yàn)室測得0℃和10℃環(huán)境下發(fā)動(dòng)機(jī)功率，通過插值算法得到5℃下發(fā)動(dòng)機(jī)功率見表6。

采用曲線擬合的方法，將發(fā)動(dòng)機(jī)功率值和TCU開度進(jìn)行處理，使其具有更好的線性，如圖7所示。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)功率擬合曲線圖。

根據(jù)5℃條件下發(fā)動(dòng)機(jī)功率擬合曲線，得出TCU開度為16．2%，22．5%，36．1%，55．9%和75．8%的發(fā)動(dòng)機(jī)功率。

根據(jù)某單位提供的主減速器傳動(dòng)效率，計(jì)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)功率（試車臺(tái)），并對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行精度評(píng)估，得到表7結(jié)果。

結(jié)論

通過對(duì)比表7數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，試車臺(tái)計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)功率與實(shí)驗(yàn)室實(shí)測數(shù)據(jù)擬合的發(fā)動(dòng)機(jī)功率誤差不超過5%，證明標(biāo)定后的扭矩測試系統(tǒng)符合使用精度要求。

通過理論分析和測試結(jié)果驗(yàn)證，該標(biāo)定方法適用于某型無人直升機(jī)主旋翼軸和尾傳動(dòng)軸上扭矩測試系統(tǒng)的標(biāo)定，保證了扭矩測試系統(tǒng)的數(shù)據(jù)測量誤差不超過5%。在無人直升機(jī)快速發(fā)展的今天，此標(biāo)定方法為其他無人直升機(jī)扭矩測試系統(tǒng)標(biāo)定提供了參考。從整個(gè)標(biāo)定過程和結(jié)果來看，本標(biāo)定方法過程簡單，實(shí)用性強(qiáng)，可以極大提高扭矩測試系統(tǒng)的測量精度。并且該扭矩測試系統(tǒng)經(jīng)標(biāo)定后已交付用戶使用。