湯 斌, 王文健

(北京長城計量測試技術研究所, 北京 100095)

1 引 言

直升機旋翼試驗塔是旋翼試驗過程中的關鍵測試設備,主要應用于旋翼啟停特性、動力性能和飛行力學的試驗驗證工作,以保證旋翼系統(tǒng)的整體性能達到設計要求。旋翼試驗過程中多維氣動力的試驗數(shù)據(jù)通過安裝于旋翼試驗塔頂部的多分量氣動力測量天平(以下簡稱：旋翼天平)和扭矩傳感器直接測得,其測量數(shù)據(jù)的準確性直接影響被測旋翼系統(tǒng)的性能評價結果。因此,旋翼天平在全壽命周期內需進行定期校準,以保證量值準確、數(shù)據(jù)可靠[1～3]。旋翼天平校準屬于多分量力傳感器校準領域,多分量力傳感器目前廣泛應用于工業(yè)制造和測試,尤其是航空航天領域如飛行器模型風洞試驗、直升機旋翼氣動力試驗、發(fā)動機推力矢量測試等。文獻[4]綜述了多分量測力儀種類及其校準裝置的研究現(xiàn)狀,文獻[5～11]介紹了風洞天平、天平的研制和校準應用案例,對于自身體積和噸位量程都較小的單體應變式或機械組合式多分量測力天平,在原位校準、在線校準技術等各方面研究工作均已較成熟和完善。旋翼天平屬于大噸位復雜的機械式組合天平,直徑最大近2 m,單分量力測量范圍超過100 000 N,目前國內仍停留在直接拆卸系統(tǒng)中單個測力元件送認可機構實驗室檢定的方法。而旋翼天平內部結構復雜測力元件拆卸難度大,元件單獨送檢無法表征系統(tǒng)整體的測量特性。另據(jù)資料顯示俄美等國家旋翼天平普遍采用原位校準方案。因此,我國在用的旋翼天平也需要研究原位校準技術,在其安裝原位,模擬實際工況進行多分量氣動力加載,實現(xiàn)系統(tǒng)級校準。

本文提出基于力疊加原理的組合加載原位校準方法,通過單分量高精度標準力輸出裝置對旋翼天平各分量測力方向施加校準載荷,加載架作為支撐結構保證標準力作用軸線與旋翼天平測力基準一致。標準力輸出裝置校準載荷與旋翼天平測量數(shù)據(jù)進行對比,實現(xiàn)旋翼天平的在線原位校準,確保旋翼試驗過程中多維氣動力測量的準確可靠。

2 旋翼天平原位校準方法研究

2.1 多分量旋翼天平工作原理

直升機旋翼試驗塔作為直升機旋翼氣動試驗的大型非標專測設備,旋翼試驗過程中除了旋翼旋轉方向上的扭轉力矩是通過傳動軸上扭矩傳感器測量之外,其它五維氣動力均由試驗塔頂部的五分量機械式旋翼天平直接測得,如圖1所示。旋翼天平為浮框式機械天平,機械天平本身測量精度主要由標準傳感器及定位安裝精度保證。

圖1 旋翼試驗塔外形和測力元件

旋翼天平多維氣動力測量的核心元件為正交測量軸系內對稱分布的8只高精度大量程單分量測力傳感器,其中4個測力元件垂直布置(S5、S6、S7、S8),用以測量旋翼試驗過程中垂直方向上的力,另外4個測力元件水平布置(S1、S2、S3、S4),用以測量旋翼試驗過程中水平方向上的力, 測力元件安裝示意圖如圖2所示。全尺寸旋翼試驗過程中,旋翼天平內部高精度單分量測力傳感器輸出對應測力方向上電信號經(jīng)調理、放大、A/D轉換后,由數(shù)據(jù)采集器采集并送至數(shù)據(jù)處理系統(tǒng),數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)再按照測力元件安裝方向和位置確定的天平工作公式進行處理,得到旋翼試驗過程中多分量氣動力和氣動力矩：升力(Fy)、阻力(Fx)、側向力(Fz)、俯仰力矩(Mz)、滾轉力矩(Mx);偏航力矩(MT) 由安裝在傳動軸上的扭矩傳感器直接測得。

圖2 旋翼天平工作原理

2.2 多分量旋翼天平原位校準方法

多分量旋翼天平原位校準方法的原理是：在旋翼天平實際安裝原位,由標準力輸出裝置搭配加載架,通過特定的加載頭,對旋翼試驗槳轂連接端施加標準校準載荷,以標準校準載荷與旋翼天平數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)解算的各個分量氣動力數(shù)據(jù)作比較,實現(xiàn)對旋翼天平測量特性的計量保障,如圖3所示。

圖3 原位校準原理框圖

旋翼天平的原位校準的關鍵是校準載荷的準確加載,天平安裝在旋翼試驗塔頂部,安裝操作空間相對狹窄,校準載荷無法直接作用到旋翼槳轂連接端面上,因此相應的校準力和校準力矩須搭配特定的加載頭或通過加載架轉換受力軸線來實現(xiàn)。

如圖4所示,根據(jù)旋翼天平現(xiàn)有結構特點,標準力輸出裝置沿旋翼天平測量坐標系軸線方向輸出單方向標準力F,直接作用到旋翼槳轂連接端;力矩載荷方面,通過加載頭幾何尺寸及定位安裝保證標準力F作用線與旋翼天平測量軸線平行距離l,以此間接獲得標準力矩校準載荷M=F×l。

圖4 標準力/力矩單點加載原理圖

根據(jù)力的疊加原理,在正交軸系內平行或彼此正交的2個力可以相疊加,實現(xiàn)標準力的合成及多個分量方向的組合加載,如圖5所示。2個標準力輸出裝置輸出2個標準力F1、F2,作用在加載頭對稱方向上的兩端, 當F1、F2同向相等時,合成標準升力Fy作用到槳轂受力端面上;當F1、F2同向不相等,則合成結果為升力Fy和滾轉力矩Mx組合加載。

圖5 標準力/力矩疊加加載原理圖

3 旋翼天平原位校準裝置結構設計

依據(jù)原位校準方法,設計特殊計量工裝以及標準力輸出裝置等部件,以達到將輸出校準載荷作用到旋翼天平測量軸系上的目的。原位校準裝置主要包括標準力輸出裝置、加載架和加載頭,其中標準力輸出裝置實現(xiàn)校準載荷的輸出及末端測量、加載架為標準力輸出裝置提供可靠支撐的同時保證校準坐標系與旋翼天平測量坐標系基準統(tǒng)一、加載頭實現(xiàn)校準載荷準確傳遞到旋翼天平測量端。標準力輸出裝置采用精密電動推缸方案,推力輸出前端安裝力傳感器,測量加載過程中的實際校準載荷輸出。相對于標準力輸出裝置,加載架和加載頭的設計需要考慮旋翼天平結構特性,以實現(xiàn)可靠支撐和載荷傳遞。

側向力和后向力可以通過單套標準力輸出裝置來實現(xiàn),其實現(xiàn)的關鍵點在于,若采用標準力輸出裝置水平推拉施力,加載頭需要有一個剛性較強、高度固定的支撐基礎,而這在旋翼塔頂部空間實現(xiàn)非常困難。如圖6所示,標準力輸出裝置仍固定在旋翼塔頂部基座上,采用繩索拉拽并通過定滑輪換向實現(xiàn)水平方向力的輸出,同時拉力傳感器布置在水平方向,避免滑輪摩擦力對標準載荷的影響。

扭轉、俯仰和滾轉等力矩的加載校準以及升力的加載校準,則需通過多個標準力組合輸出的結構設計來實現(xiàn)。常規(guī)來說,升力需要設計支架垂直向上拉,但由于旋翼塔頂部空間及可行方案的局限,很難設計合適的支架支持,無法直接輸出豎直向上的拉力。升力擬采用前文所述基于力疊加原理的組合加載結構,由2套標準力輸出裝置產生2個大小相同,方向相上的推力,如圖7所示。

圖7 升力加載結構三維建模

標準測力傳感器通過定位法蘭安裝在橫梁(升力加載頭)上,通過機械加工精度來保證定位精度,確保標準升力的準確施加。俯仰、滾轉力矩加載校準與升力加載結構類似,只是2套標準力輸出裝置1套產生推力,1套產生拉力。

扭轉力矩加載同樣采用繩索拉拽方式,如圖8所示,2套標準力加載裝置生根在旋翼天平頂部水平面上,采用滑輪機構進行加載力方向的直角變換,對扭矩加載頭產生1組帶力臂的側向拉力。

圖8 扭轉力矩加載結構三維建模

扭轉力矩加載結構的關鍵點在于,扭矩加載頭上對繩索連接導向是圓弧形結構,可確保即使旋翼轉軸法蘭因受力發(fā)生位移或形變,其拉力加載方向也始終沿加載頭圓弧的切線方向,這樣即確保了力臂長度的恒定,2個方向的拉力抵消,只保留純扭轉力矩。

4 多軸自適應協(xié)同加載控制技術

校準控制系統(tǒng)的構成如圖9所示,主控計算機通過PXI總線和CAN總線分別控制數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和加載控制系統(tǒng),數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)由力值傳感器、電橋、數(shù)據(jù)采集設備和PXI總線構成;加載控制系統(tǒng)由步進電機和CAN總線構成。

圖9 控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)結構圖

由于受力結構的蠕變,加載點處的力值會緩慢降低,需要幾十分鐘或數(shù)小時才能達到穩(wěn)定,因此設計了自適應協(xié)同加載控制系統(tǒng),即以輸入力值為目標,根據(jù)當前力值變化隨時調節(jié)并穩(wěn)定在設定的閥值內。經(jīng)實驗室臺架試驗驗證,30 s內力值加載穩(wěn)定性為±1 N。基于標準力/力矩疊加原理校準, 需采用多軸自適應協(xié)同加載控制技術,以克服2個軸輸出力在加載過程中的相互影響,保證2套標準力輸出裝置同時精準的保持目標力值的輸出。為此,設計了基于模糊PID的2電機協(xié)同控制算法,如圖10所示,將一臺電機視為主控電機,其它電機視為從動電機,主動電機的目標力值為操作員輸入力值，而從動電機的目標力值由系統(tǒng)設定為當前主動電機對應反饋傳感器的實測力值,模糊算法根據(jù)主、從電機軸實測加載力值之間的差值,實時修改從動電機PID算法的三參數(shù),使從動電機可以實時地跟隨主動電機運行,從而實現(xiàn)多臺電機的協(xié)同加載,保證了2個標準力輸出一致。

圖10 多軸協(xié)同控制原理

基于多軸協(xié)同控制原理設計了算法程序,并進行實驗室臺架試驗驗證,2軸自適應協(xié)同加載控制系統(tǒng)30 s內的力值加載穩(wěn)定性為±5 N。需要說明的是,協(xié)同控制的效果與被校系統(tǒng)的結構剛性、傳感器受力應變量等直接相關,控制參數(shù)須在應用環(huán)境中反復調校。

5 高精度微小形變測量系統(tǒng)

旋翼天平原位加載校準過程中,加載結構受力后發(fā)生微小形變,加載頭產生空間位移,使得施加的校準力存在誤差,將直接影響旋翼天平原位校準精度。大噸位的力值/力矩加載,對機械加載結構是非常大的考驗,機械加載結構的定型是建立在對加載頭和支撐結構的受力有限元分析以及反復修改迭代的基礎上,以達到加載點形變在mm量級范圍內的目的,最終保障受力結構形變量達到校準誤差允許的范圍之內。為此研制了高精度微小形變測量系統(tǒng),作為評估旋翼天平原位校準精度的關鍵手段。

采用激光三角法實現(xiàn)高精度形變測量,該方法結構簡單,測試速度快,測量精度高,可快速得到加載點位移變化。設計立方靶塊固定在承載橫梁末端,傳感器空間位置不變,旋翼天平原位校準過程中,立方靶塊隨加載點一同發(fā)生空間位移,立方靶塊中心點變化可等效為加載點變化,如圖11所示。由激光位移傳感器測得立方靶塊多點的空間變化,建立數(shù)學模型,可換算成靶塊中心在豎直面內的絕對位移和角度變化[12]。

圖11 微小形變測量系統(tǒng)結構

6 旋翼天平原位校準測試及數(shù)據(jù)處理

6.1 原位校準測試試驗

根據(jù)大噸位旋翼試驗塔測力天平結構耦合影響較小的特點以及旋翼天平的結構特性,采用各分量氣動力依次單元校準,并結合多分量加載驗證的校準方案。在旋翼試驗塔現(xiàn)場,進行了原位校準試驗測試,實驗項目包括升力、阻力、側向力、俯仰力矩、滾轉力矩、偏航力矩6個分量氣動力的單元校準。典型的升力單元加載及加載點形變測量結構如圖12所示。

圖12 升力單元加載時加載點形變測量

完成了水平面內阻力、側向力的多分力組合加載校準和豎直面內升力、俯仰力矩、滾轉力矩的多分力組合加載校準,多分力組合加載校準數(shù)據(jù)用來校驗單元加載獲得的原位校準公式,豎直面內多力素加載校驗結構如圖13所示。

圖13 豎直面多力加載校準

需要說明的是,微小形變測量系統(tǒng)獲得的試驗數(shù)據(jù)顯示加載點形變量非常小,經(jīng)分析它對相對校準誤差影響約為0.03%,證明了各加載結構剛性設計的非常合理,故將結構形變視為校準不確定度分量之一,不作校準力修正的處理。

對本次校準測試的不確定度進行了評估分析[13～14],考慮了綜合加載重復性、載荷源(傳感器)非線性及溫度影響等誤差、數(shù)采系統(tǒng)誤差、機械結構加工和現(xiàn)場就位引起的綜合加載誤差、標準力輸出裝置的不穩(wěn)定性等因素,綜合評估得到旋翼天平各測量力素原位校準的相對不確定度均優(yōu)于0.1% (k=2)。部分升力、側向力、俯仰力矩、滾轉力矩的單元校準試驗數(shù)據(jù)見表1所示。

表1 單元校準原始數(shù)據(jù)

6.2 數(shù)據(jù)處理方法

旋翼天平原位校準試驗的目的是在滿足旋翼天平原位受載的前提下,盡可能模擬旋翼天平真實受力方向，施加校準載荷并求得天平各分量的輸出值與所受載荷的關系。根據(jù)旋翼天平的特點,參照相關多分量傳感器及應變天平校準規(guī)范[15～19],需要說明的是, JJF 20-2012《多分量測力儀校準規(guī)范》并未規(guī)定天平校準公式的具體型式,本文主要參照GJB 2244A-2011《風洞應變天平規(guī)范》和AIAA R-091-2003《風洞試驗內式應變天平校準和使用》中的校準公式。由于旋翼天平為標準機械式天平,各測量方向線性較好,故天平校準公式采用一次多項式的形式：

(2)

截距項、主系數(shù)和干擾系數(shù),分別為：

(3)

(4)

(5)

式中:k為加載點號;M為加載點數(shù);Fs,ik為校準載荷;ΔNik為旋翼天平測量分量輸出。

天平校準公式可寫成矩陣的形式：

(6)

6.3 數(shù)據(jù)處理結果

根據(jù)第3.2節(jié)數(shù)據(jù)處理方法,應用MATLAB編寫解算程序,求得旋翼天平校準系數(shù)矩陣。處理過程是：先導入原始數(shù)據(jù)直接進行最小二乘法線性擬合,可獲得截距項和主系數(shù),選取升力、俯仰力矩、滾轉力矩、側向力4個力的擬合結果如圖14所示。

圖14 線性擬合結果

耦合系數(shù)主要考慮垂直面內的升力﹑俯仰力矩﹑滾轉力矩3個力素之間的耦合關系,可以獲得交叉干擾系數(shù),三者之間的耦合影響關系見圖15～圖17所示。

圖15 Interference of lift force on rolling moment and pitching moment

圖16 俯仰力矩對升力和滾轉力矩的干擾

圖17 滾轉力矩對升力和俯仰力矩的干擾

解算截距項、主系數(shù)和干擾系數(shù)，最后獲得的天平原位校準公式，與出廠校準公式比較見表2。

表2 原位校準公式和出廠校準公式比較

為了解力素之間的耦合關系對線性擬合精度的影響,分別統(tǒng)計了是否考慮耦合系數(shù)的不同情況,單元校準數(shù)據(jù)的擬合精度見表3所示。

表3 相對擬合精度

利用天平原位校準公式,使用豎直面內多分力加載測試時的被測系統(tǒng)的原始數(shù)據(jù)進行校驗,解算結果與此時的標準加載數(shù)據(jù)進行對比,獲知升力﹑俯仰力矩﹑滾轉力矩相對于校準載荷的最大相對偏差率為0.37%,和線性精度在一個量級,驗證了原位校準公式是準確的。

從天平各分量的線性擬合精度可知,在考慮一階交叉干擾系數(shù)的情況下,升力﹑滾轉力矩﹑俯仰力矩的相對擬合精度提高的幅度有限(約為0.1%),各分量力的交叉干擾影響較小,說明該浮框式結構的組合式旋翼天平的內部解耦結構設計裝調得非常好。

從校準公式(線性系數(shù))可知,原位校準與出廠校準結果雖有偏差,但總體上比較接近,獲得的各力素的線性系數(shù)相對偏差率為0.3%～0.8%。說明旋翼天平安裝于結構系統(tǒng)中之后,測量性能不可避免地發(fā)生了變化,但整套系統(tǒng)穩(wěn)定性和線性度依舊良好,可通過原位校準獲得較準確的原位校準公式,提高旋翼氣動試驗測力系統(tǒng)的測力精度。

7 結 論

1) 基于力疊加原理的原位校準方法是可行的,可應用于大噸位旋翼天平校準,旋翼天平原位校準裝置的研制工作,對其它類型多分量測力儀器的校準也具有一定的工程參考價值。推薦采用精密電動推缸作為的標準力輸出源,它具有小型便攜,加載精度高、響應快、易于自適應控制、易維護等優(yōu)點;推薦組建具有自適應協(xié)同加載控制能力的自動化校準系統(tǒng),它能有力保證原位校準的準確性,大大提高工作效率,特別是在多分力加載校準的組合方式非常多、校準載荷數(shù)據(jù)與被校系統(tǒng)數(shù)據(jù)量非常大的背景下,該裝置準確高效的優(yōu)點更為顯著。

2) 提高校準不確定度的關鍵在于工作細節(jié)中精細把控。例如保證力加載點定位與力臂幾何長度準確等相關的機械結構;力加載結構剛性的設計與驗證方法;力值精確加載控制的算法程序等方面。

3) 原位校準可獲得現(xiàn)場系統(tǒng)級校準的計量特性,這是實驗室計量校準或拆卸測量元件單獨校準所無法比擬的,從提高在用測量系統(tǒng)的實際使用性能角度來說,本文的實踐工作具有較強的現(xiàn)實意義。

4) 本文在數(shù)據(jù)處理方法的討論研究中,建立了只考慮一次主系數(shù)和一次干擾系數(shù)的簡化的天平校準公式數(shù)學模型,數(shù)據(jù)擬合精度基本滿足應用需求。是否可以適當考慮引入二次主系數(shù)以建立更合理的數(shù)學模型,或者考慮引入一元線性回歸或者神經(jīng)網(wǎng)絡等擬合方法,來進一步提高擬合精度,是下一步值得深入研究的方向。