32旋翼性能试验一些影响因素探讨-李开成(9).docx

第二十八届(2012)全国直升机年会论文旋翼性能试验一些影响因素探讨李开成金坤健龙贵华(中航工业直升机设计研究所駅徳镇333001)摘要：本文介绍了旋翼性能试验方法及一些关键技术，包括旋翼天平标定技术、桨距标定技术等对爆 响旋翼性能试验的一些因索进行探讨，包括试验台传力路线的影响、试验台构型的影响、试验台周围环境 影响、风速的影响、桨叶粗糙度影响等对提升旋翼性能试验粘度提出一些建议关键词：旋翼性能试验；旋翼天平标定：桨距标定；试验台；风速0引言旋翼性能试验是在悬停状态下不同转速下不同总距下获得旋翼的悬停性能，包括悬停效率一拉 力关系、拉力一功率关系、拉力一总距关系、功率一总距关系、拉力一拉杆载荷关系，验证旋翼的 性能设计指标在旋翼性能试验前，需要对桨距和旋翼天平、扭矩天平等进行标定采集大气温度和压力，得 出试验时的大气密度为了保证不同大气环境下桨尖马赫数相同，需要对标准大气情况下输入旋翼 转速进行修正得出实际输入旋翼转速试验时，实时采集旋翼升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩、 扭矩、拉杆载荷等输出值，总距、周期变距输入值，旋翼转速，风速，大气温度、压力等与试验相 关参数根据升力、扭矩、拉杆载荷和总距等，得出拉力系数、扭矩系数、功率系数等，从而得出 悬停效率。

直到随看总距的增加，悬停效率达到最大值后出现降低一段距离后或者电机功率达到上 限值或者载荷限制值达到上限值，总距不再增加1旋翼性能试验一些关键技术旋翼性能试验包含众多的环节，涉及众多因素在这些环节和因素中，旋翼天平标定和桨距标 定尤为关键，分别涉及到输出和输入，直接决定着旋翼性能试验的数据质量1.1旋翼天平标定技术旋翼塔旋翼天平和扭矩天平可以测量桨毂六力素：拉力、阻力、侧向力、俯仰力矩、滚转力矩 和扭矩旋翼天平标定是利用标定装置按照试验时天平的受力状态，对天平精确地施加载荷，求得 各力传感器组合电压分量的输出值与所加载荷的关系，即天平标定公式在试验中，利用这些公式 可以根据天平各分量的输出值求得作用在桨毂上的六力素由于旋翼塔天平尺寸及重量都大，安装 在旋翼塔顶部，拆卸困难同时考虑到与传动系统的连接关系，采用现场系统标定的方式标定时, 采用单分量加载多分量校核的方法单分量标定时，得出单分量主系数及对其他分量的一次干扰系 数在六分量加载完毕后，根据加载关系和天平力传感器组合电压输出关系得出天平T作公式在 得出天平工作公式后，采用多分量加载进行校核，检验天平标定的准确性旋翼天平标定精度可以 达到1.0%。

1.2旋翼桨距标定技术桨距直接决定着旋翼性能试验的输入精度桨距标定是标定出总距、周期变距和三个作动筒位 移Z间的关系在己知旋翼总距、横向周期变距和纵向周期变距的情况下，需要知道三个作动筒的不同变化量这种关系用矩阵的形式进行表达，如式（1）中间矩阵所示，即叠加器矩阵实际使用 中是采用叠加器矩阵来进行旋翼总距、横向周期变距和纵向周期变距的操纵其中AL?和乩3为三个作动筒变化量，2、Q及&0.7分别为桨叶处横向周期变距角度、 纵向周期变距角度和总距桨距标定分为两大步骤：第一步为叠加器初始矩阵的建模计算第二步 为利用初始叠加器矩阵进行总距和周期变距操纵输入，实测总距和周期变距根据实测的总距和周期变距对初始叠加器矩阵进行修正，育至满足桨距标定精度要求［1］现在桨距标定精度可以达到0.1 根据不同转速下旋翼旋转频率对总距、拉杆载荷、桨毂六力素等输入输岀进行整周期采集，然 后依据旋转频率和总距状态对桨毂六力素、拉杆载荷进行若干个整周期平均，得出相应的静态值 最后得出拉力一功率曲线、悬停效率曲线等一系列曲线下图1为某旋翼279rpm功率一拉力曲线, 图2为同一旋翼251 rpm功率一拉力曲线从图1和图2可以看出，实测功率一拉力曲线与计算值 符合性良好。

图I某旋翼279rpm功率一拉力|川线250020001500100050020000 40000 60000 80000 100000 120000拉力(N)图2某旋翼251 rpm功率一拉力|11|线2影响旋翼性能试验一些因素探讨国外对旋翼性能试验进行了大量的研究，对影响旋翼性能试验的因素分别进行了相应的试验和 分析这些因素包括试验台传力路径的影响、试验台构型的影响、风速的影响以及周用试验环境的 影响等对于有无地效的影响，木文不作介绍2. 1试验台传力路径对性能试验的影响⑵刃由于扭矩和拉力耦合较大，为了降低扭矩和拉力Z间的影响，旋翼性能试验一般采用旋翼天平 和扭矩天平组合测量旋翼天平用来测量升力、阻力、侧向力、俯仰力矩和滚转力矩，而扭矩天平 用来测量扭矩（偏航力矩）旋翼试验台一般结构示意图如图3所示旋翼产生的拉力-•路通过旋翼 轴传递旋翼轴传递又分两路传递下去，一路传到旋翼天平浮动框，另外一路传到弹性连轴节上 旋翼产生拉力另外一-路通过变距拉杆传到白动倾斜器，白动倾斜器传到作动筒，作动筒传动旋翼天 平浮动框上传到旋翼天平浮动框上的力通过弹性连杆上的力传感器组合测得因此，旋翼产生的 拉力包括旋翼天平和弹性连轴节两部分Z和。

为了准确测量旋翼产生的拉力，需要标定弹性连轴节 的刚度，通过旋翼天平弹性连杆和弹性连轴节的刚度比较，得出旋翼产生总的拉力为了消除弹性 连轴节对旋翼拉力测量的影响，国外有的旋翼试验台设计成圆柱销形式，只传递扭矩而不受拉力，2.2试验台构型对性能试验的影响川在1990年NASA的Cahit Kitapiloglu等人研究了两种旋翼台的构型对旋翼性能试验的影响一 种旋翼台构型为“OARFI”，如图5所示，诱导速度向下，另外一种为“OARFII”，诱导速度向上, 如图6所示在OAFR 1构型中诱导入流作用在台体上，造成下洗载荷在OAFR II构型中，诱导 入流吹向上空，无任何阻塞对于OARFI构型，为了修正下洗载荷效应，对拉力系数讲行相应修正，修正公式如下：其中卩为拉力系数，旷为旋翼实度,R为桨叶半径，S为试验台阻塞面积，为试验台型 阻系数对于旋翼试验所在的雷诺数范围，Cm几乎为常数，在1」〜1.2之间功率系数认为不受 下洗载荷效应影响，不需要修正图7给出了两种试验台构型悬停效率曲线，包含了OAFRI测量数据、OAFR I修正数据和OAFR I I数据可以看岀修正后的数据比修正前悬停效率 要大幅提高。

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在NASA的Ames风洞中进行了 S-76悬停性能试验，比较了 旋翼在风洞的方位的影响，图8为旋翼在风洞中的方位示意图图9为旋翼在不同方位的悬停性能 试验曲线从图9可以发现在不同方位悬停效率的羌异当旋翼尾迹作用在风洞洞体上时，形成入 流I川旋当入流H旋时可以认为旋翼是在低速度垂直上升育升机空气动力学表明，在给定的拉力 情况下垂直上升需要另外的旋翼功率因此，当产生入流I川旋时悬停效率要低于没有产生入流冋旋 时(•0X120) S-71 Oau-ie92TUNNEL INLETWEST WALLa (10X120) S-76 Oala-1992 —•—Momentum Theory 「1.(0Momentum Theory0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.140.80.7060・500.90Momentum Theory "・20图8旋翼在风洞中的方位图 图9旋翼在不同方位悬停性能Illi线2.4风速对性能试验的影响⑵宀1948年Langley气动试验室Paul J Carpenter等人研究了风速对悬停性能的影响1985年NASA 的Fort Felke「在全尺寸XV-15悬停性能试验中，研究了小于1.5m/s风速对悬停性能的影响。

1990 年NASA的Cahit Kitapiloglu在模型旋翼性能试验中，利用OAFR II构型，研究了风速小于1.3m/s 和大于1.3m/s的对悬停性能的影响，如图10所示研究表明当风速较大时对旋翼悬停性能试验有 肴显著的影响风速的存在也使得数据波动量较大国外试验时，风速要小于E/S当风速小 于1.5加/$,引入的悬停效率误差一般小于3 %风速导致扭矩系数的修正公式如下CQC = Cq +(G +“yCy)-K(2, -2Z/)C7.叮 +(&= A；4其卢修正扭矩系数，Cq扭矩系数，Cy侧向力系数，％7"桨尖速度，叫理想悬停诱导速 度V；•理想诱导速度，人风速大小，血理想悬停诱导速度比叫/%初，％理想诱导速 度比岭/%〃，K为修正系数，侧向风速比一人呦久他，叫轴向风速比人心久/%初，久 相对旋翼轴线风速的方向,如图11所示图10在OAFR II构型中两种风速下盘停效率Illi线THRUSTROTOR图II风速方向示意图2.5桨叶粗糙度对性能试验的影响⑺1958年Langley气动试验室的James P. Shivers等人研究了桨叶粗糙度对性能的影响比较了桨 尖马赫数0.27、0.46、0.55和0.76时光滑和粗糙桨叶前缘的性能数据，如图12所示，实线为光滑桨 叶数据，虚线为粗糙桨叶数据。

图12表明光滑桨叶悬停效率高于粗糙桨叶桨叶前缘粗糙度增加了 零升力型阻系数，同时降低了桨叶最大拉力系数一般而言，桨叶前缘粗糙度的增加，导致阻力的 增加，降低了旋翼平均升力系数，特别是在小的桨尖马赫情况下图12不同乃赫数情况下光滑桨叶打粗糙桨叶性能Illi线3 总结从以上可以看出旋翼性能试验受试验台传力路径、试验台构型、风速、桨叶粗糙度等众多因素 影响为了提高旋翼性能试验精度，需要考虑这些影响，并对这些影响加以修正为此需要从以下 几个方面加以提高：1） 旋翼天平测得拉力和弹性连轴节测得拉力Z和才是旋翼产生的总拉力因此，试验前需要 精确标定弹性连轴节刚度，试验时需测量弹性连轴节位移2） 下洗载荷效应对性能试验的影响旋翼塔旋翼诱导速度向下，下洗流作用在试验台体上 不同型号的下洗载荷效。