張衛(wèi)國，李國強，宋奎輝，閻 旭，趙亮亮

（1.西北工業(yè)大學航空學院，陜西 西安 710072；2.國防科技大學空天科學學院，湖南 長沙 410073；3.中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000；4.四川同人精工科技有限公司，四川 綿陽 621000）

直升機憑借垂直起降、懸停等優(yōu)勢，在民用和軍用領域被廣泛應用。但在高速前飛和機動飛行狀態(tài)下，前行槳葉激波分離和后行槳葉大迎角導致的動態(tài)失速［1-4］會使旋翼產(chǎn)生非線性氣動載荷，并引起高槳葉振動、顫振等問題［5-6］，從而限制了直升機的承載能力、前飛速度和機動性能［7-8］。深入研究旋翼翼型動態(tài)失速的機理，有利于精確預測旋翼的氣動力以及動態(tài)失速對旋翼載荷和性能的影響。風洞試驗作為研究旋翼翼型動態(tài)失速特性的主要手段，對于提升直升機的飛行性能，推動民用和軍用直升機向高任務載荷、高飛行速度、高機動性能發(fā)展有重要的支撐作用。

旋翼翼型動態(tài)失速研究是目前直升機空氣動力學研究領域的熱點［9］。國外學者依托所研制的動態(tài)試驗裝置，針對旋翼翼型的動態(tài)氣動力預測［10］、動態(tài)失速流動結構變化［11-13］以及動態(tài)失速抑制［14-16］等開展了深入研究。在旋翼翼型動態(tài)試驗裝置研制方面［17-18］，國內(nèi)學者也開展了一些工作。例如：西北工業(yè)大學的王瑩等［19］基于NF-6風洞研制了跨聲速風洞翼型動態(tài)失效試驗裝置。該裝置利用電機驅動曲柄連桿機構，從試驗段單側驅動翼型試驗模型的振蕩，試驗馬赫數(shù)為0.3，翼型試驗模型的振蕩頻率最高達8 Hz，折算頻率為0.05，但該裝置不便使用天平測力，只能通過測量翼型試驗模型表面壓力來獲得其動態(tài)試驗數(shù)據(jù)，且單側驅動限制了翼型試驗模型的最大振蕩頻率，導致其振蕩頻率較低。南京航空航天大學的史志偉等［20］研制了俯仰/沉浮兩自由度電控液壓旋翼翼型動態(tài)試驗裝置，其俯仰機構和沉浮機構均使用液壓伺服驅動，其中俯仰振蕩頻率達4 Hz，運動范圍為-60°～60°，沉浮振蕩頻率達 2 Hz，運動范圍為-125～125 mm。但該裝置無天平測力機構，只能測量旋翼翼型表面的動態(tài)壓力，而無法準確測量其阻力，且存在試驗馬赫數(shù)低和液壓系統(tǒng)故障率高、維護不便等不足。

國內(nèi)外研究表明，影響旋翼翼型動態(tài)失速的因素主要有折算頻率和馬赫數(shù)。從總體上看，國外主要的旋翼翼型動態(tài)試驗裝置都符合要求，但目前國內(nèi)在該類動態(tài)試驗裝置的研制方面還存在以下不足：1）試驗馬赫數(shù)通常不超過0.3，且現(xiàn)有裝置的振蕩頻率不高，難以兼顧馬赫數(shù)和折算頻率的要求；2）測試技術不能滿足數(shù)據(jù)的高精度要求，僅采用表面測壓方式無法獲得更全面和更精確的動態(tài)試驗數(shù)據(jù)。因此，目前國內(nèi)的試驗能力不能滿足旋翼翼型動態(tài)失速研究向高馬赫數(shù)、高精度發(fā)展的需求，難以為數(shù)值模擬方法提供可靠的數(shù)據(jù)支撐。

針對國內(nèi)在旋翼翼型動態(tài)試驗裝置研究上的不足，筆者基于FL-20連續(xù)式跨聲速風洞（簡稱FL-20風洞），設計了一套高速風洞動態(tài)試驗裝置。該裝置采用單臺伺服電機和曲柄連桿機構從旋翼翼型試驗模型兩端進行同步驅動，以提高其振蕩頻率和試驗馬赫數(shù)；使用雙天平動態(tài)載荷測量結合表面動態(tài)壓力測量的方式，以提升動態(tài)試驗數(shù)據(jù)的測量精度。

1 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置設計

1.1 動態(tài)試驗裝置結構設計

基于FL-20風洞，配套研制旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置。FL-20風洞的試驗段尺寸為1.85 m（長）×0.60 m（寬）×0.60 m（高），包含四壁孔壁試驗段，上下孔壁、左右實壁試驗段，四壁槽壁試驗段和上下槽壁、左右實壁試驗段四種不同的組合形式。FL-20風洞試驗段的馬赫數(shù)為0.2～1.6，其控制精度小于0.001，雷諾數(shù)為0.10×106～2.25×106（旋翼翼型試驗模型的參考長度為0.06 m）；穩(wěn)定段總壓為0.15×105～2.50×105Pa，其控制精度小于0.1%。

為滿足旋翼翼型動態(tài)失速研究向高馬赫數(shù)、高精度發(fā)展的需求，所研制的高速風洞動態(tài)試驗裝置應具備表1所示的技術指標。

表1 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置技術指標要求Table 1 Technical index requirements of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

圖1所示為旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置在FL-20風洞試驗段的安裝結構，其主要由雙端同步運動控制機構、雙天平動態(tài)載荷測量機構、旋翼翼型試驗模型和機械支撐座等構成。FL-20風洞試驗段兩側的運動控制機構各自通過天平與旋翼翼型試驗模型相連接，實現(xiàn)雙天平動態(tài)載荷測量。

圖1 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置安裝結構Fig.1 Installation structure of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

1.1.1 雙端同步運動控制機構設計

雙端同步運動控制機構的結構如圖2所示，主要由伺服電機、T型減速器和左右對稱的曲柄連桿機構等構成。其中，位于頂部的T型減速器用于實現(xiàn)兩側同步運動控制。結合現(xiàn)場安裝尺寸的要求，將伺服電機偏向一側安裝；曲柄連桿機構、旋翼翼型試驗模型和天平由兩側的支撐座支撐；支撐座固定在FL-20風洞試驗段外部殼體上。采用雙端同步驅動的方式，以便實現(xiàn)雙天平動態(tài)載荷測量，并提高旋翼翼型試驗模型的整體安裝剛度，從而可獲得較高的振蕩頻率和馬赫數(shù)。

圖2 雙端同步運動控制機構結構示意Fig.2 Structure diagram of dual-end synchronous motion control mechanism

1）無急回曲柄連桿機構設計。

研究旋翼翼型作正弦振蕩運動時的氣動特性是考察其動態(tài)特性的主要方式。若采用伺服電機直接驅動的方式來使旋翼翼型試驗模型處于高頻正弦俯仰振蕩狀態(tài)，則要求伺服電機在圓周內(nèi)作急回往復運動，需要足夠大的驅動扭矩和足夠高的控制精度，實現(xiàn)難度較大，而通過曲柄連桿機構將伺服電機的圓周運動轉化為旋翼翼型試驗模型的正弦俯仰振蕩運動，能夠避免急回往復運動對電機的沖擊，且振蕩頻率的控制精度也更高。

如圖3所示，在設計曲柄連桿機構時，使伺服電機驅動桿旋轉中心與旋翼翼型試驗模型旋轉中心保持一定距離；鑒于轉窗底板與旋翼翼型試驗模型呈中心對稱，且兩側的驅動方式相同，可將伺服電機驅動桿旋轉中心、旋翼翼型試驗模型旋轉中心以及曲柄連桿機構中的主動桿和從動桿視作處于同一平面。圖中：A為伺服電機驅動桿旋轉中心；AB為主動桿，其與從動桿BC鉸接；翼型搖桿DC與旋翼翼型試驗模型的旋轉中心固接，使得旋翼翼型試驗模型繞D點作俯仰振蕩運動；a為主動桿AB的等效長度，b為從動桿BC的等效長度，c為翼型搖桿DC的長度，d為伺服電機驅動桿旋轉中心與旋翼翼型試驗模型旋轉中心的直線距離，e為伺服電機驅動桿旋轉中心與旋翼翼型試驗模型旋轉中心在水平面上的投影距離。當c>>a和d>>a時，在伺服電機的勻速驅動下，旋翼翼型試驗模型按正弦規(guī)律俯仰振蕩，通過改變伺服電機的轉速即可實現(xiàn)其振蕩頻率的調(diào)節(jié)。本文所設計的旋翼翼型試驗模型的俯仰振蕩頻率范圍為0.2～15.0 Hz，頻率精度高于0.1 Hz。

圖3 無急回曲柄連桿機構結構簡圖Fig.3 Structure diagram of crank linkage rod mechanism without snapback

2）平衡迎角調(diào)節(jié)機構設計。

為實現(xiàn)旋翼翼型試驗模型平衡迎角的調(diào)節(jié)，設計了由平衡迎角轉換器和翼型搖桿組成的平衡迎角調(diào)節(jié)機構，其結構如圖4所示。平衡迎角轉換器和翼型搖桿由螺栓和銷連接，通過改變兩者組合時的相位角來實現(xiàn)旋翼翼型試驗模型平衡迎角的選擇，可選平衡迎角為-5°，0°，5°和10°。

圖4 平衡迎角調(diào)節(jié)機構示意Fig.4 Schematic diagram of balance attack angle adjustment mechanism

3）振蕩幅值調(diào)節(jié)機構設計。

旋翼翼型試驗模型俯仰振蕩幅值的調(diào)節(jié)可通過改變從動桿BC的B端在主動桿撥盤上的安裝位置來實現(xiàn)。為此，設計了振蕩幅值調(diào)節(jié)機構，其結構如圖5所示。從動桿B端距離主動桿撥盤中心越遠，則主動桿AB的有效長度a越長，即對應的振蕩幅值越大。在距離主動桿撥盤中心22，36，58和72 mm處分別設置安裝孔，以實現(xiàn)3°，5°，8°和10°振蕩幅值的調(diào)節(jié)。

圖5 振蕩幅值調(diào)節(jié)機構示意Fig.5 Schematic diagram of oscillation amplitude adjustment mechanism

1.1.2 雙天平動態(tài)載荷測量機構設計

旋翼翼型試驗模型表面壓力的振蕩與其自身的振蕩有關。為實現(xiàn)動態(tài)試驗數(shù)據(jù)的高精度測量，須解決旋翼翼型試驗模型表面動態(tài)氣動力和振蕩角度、天平動態(tài)載荷以及風洞試驗段來流速度精確測量的關鍵問題。

在風洞試驗中，動態(tài)壓力測量是一種常用的間接測力方式：先利用動態(tài)壓力傳感器采集旋翼翼型試驗模型表面的壓力，再通過積分獲得其軸向和法向的氣動力，進而間接計算得到其升力、阻力和俯仰力矩等。該結果基本不受旋翼翼型試驗模型端面、支撐軸等的影響。

本文旋翼翼型試驗模型表面的測壓元件為27個XCE-062-1.7 BAR系列和5個XCEL-100-1 BAR系列的絕壓式動態(tài)壓力傳感器（Kulite公司生產(chǎn)），其參數(shù)如表2所示。各動態(tài)壓力傳感器均連接4根電纜，其既可測量靜態(tài)壓力，又可測量動態(tài)壓力，具有頻響高、精度高和尺寸小等特點。

表2 動態(tài)壓力傳感器參數(shù)Table 2 Parameters of dynamic pressure sensors

但是，動態(tài)壓力測量忽略了旋翼翼型試驗模型的摩擦阻力，從而導致測量結果的精度不足。而天平測力作為一種直接測力方式，可直接測量旋翼翼型試驗模型在各方向上的氣動載荷分量，能反映旋翼翼型動態(tài)失速后其表面三維流動結構改變所引起的載荷變化。雖然該測量結果的精度在一定程度上會受到天平組合、旋翼翼型試驗模型左右端面與風洞壁面之間縫隙的影響，且影響程度還會隨旋翼翼型試驗模型振蕩頻率和振蕩幅值的變化而變化，但通過與動態(tài)壓力測量方式組合，能有效實現(xiàn)優(yōu)勢互補，進而提高測量精度。

現(xiàn)有的旋翼翼型動態(tài)試驗裝置采用單天平測力方式居多。為進一步提高動態(tài)試驗裝置的技術指標和測試精度，本文創(chuàng)新性地提出了一種雙端同步測量旋翼翼型試驗模型氣動力和力矩的方法。所設計的雙天平動態(tài)載荷測量機構如圖6所示。該機構采用對稱設計，主要包含從動桿、翼型搖桿、傳動軸法蘭、膜片聯(lián)軸器、天平和軸承等部件。天平安裝在旋翼翼型試驗模型的兩側，位于傳動軸法蘭和旋翼翼型試驗模型法蘭之間，其主要參數(shù)如表3所示。由于所用的天平為應變天平，屬于半剛性元件，若旋翼翼型試驗模型在氣動載荷作用下產(chǎn)生變形，則該變形會直接通過天平傳遞到曲柄連桿機構，導致曲柄連桿機構不能穩(wěn)定在一個平面上，從而影響測量精度。為避免這種失穩(wěn)現(xiàn)象，設計了如圖6（b）所示的隔振和解耦結構，即利用軸承和膜片聯(lián)軸器，使得翼型搖桿僅可傳遞扭矩；旋翼翼型試驗模型穿過轉窗底板上的孔與天平直接連接，使得其氣動載荷均可傳遞到天平上，實現(xiàn)對氣動載荷的同步測量和解耦，保證了測量精度。

表3 天平的主要參數(shù)Table 3 Main parameters of balance

圖6 雙天平動態(tài)載荷測量機構示意Fig.6 Schematic diagram of dual-balance dynamic load measuring mechanism

1.2 動態(tài)試驗裝置模態(tài)分析

旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的安全性和可靠性是開展風洞試驗的前提。該動態(tài)試驗裝置各組成部分的動力學特性都會對整機產(chǎn)生影響。其中，結構共振是影響動態(tài)試驗裝置安全性和可靠性的重要因素之一。因此，針對動態(tài)試驗裝置開展模態(tài)分析是其設計過程中必不可少的環(huán)節(jié)。

1.2.1 旋翼翼型試驗模型模態(tài)分析

旋翼翼型試驗模型作為旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗中的關鍵部件，其固有模態(tài)不能與試驗振蕩頻率重疊或接近。圖7所示為OA309旋翼翼型試驗模型的結構，其上片和下片均選用高強度鋁合金制作，支撐軸選用高強度材料30CrMnSiA制作，以滿足高頻振蕩試驗的需求。此外，支撐軸上開有安裝動態(tài)壓力傳感器的槽位，使用螺栓固定旋翼翼型試驗模型上片后可將動態(tài)壓力傳感器固定安裝在支撐軸上；旋翼翼型試驗模型內(nèi)部留有空腔，用于布置動態(tài)壓力傳感器的氣路和線路。

圖7 OA309旋翼翼型試驗模型結構示意Fig.7 Structure diagram of OA309 rotor airfoil test model

固定旋翼翼型試驗模型兩端的軸承安裝面，采用有限元仿真得到其模態(tài)。圖8所示為旋翼翼型試驗模型一階模態(tài)仿真結果。

圖8 旋翼翼型試驗模型一階模態(tài)仿真結果Fig.8 Simulation result of first-order mode of rotor airfoil test model

旋翼翼型試驗模型模態(tài)仿真結果顯示，其前4階模態(tài)的固有頻率分別為137.28，316.76，359.76和481.71 Hz，均遠離動態(tài)試驗的振蕩頻率，即動態(tài)試驗裝置滿足避免結構共振的動力學設計要求。

1.2.2 整機模態(tài)分析

在對整個旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置進行模態(tài)分析時，先對其三維模型進行簡化并添加約束：固定上、下基準柱的底面，分別在軸承的接觸面添加軟彈簧接觸；將平衡迎角轉換器處的連接設置為柱連接，銷連接設置為粘合接觸；T型減速器設置為轉動約束。通過有限元仿真得到整個裝置的模態(tài)，圖9所示為其一階、二階模態(tài)。

圖9 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置一階、二階模態(tài)仿真結果Fig.9 Simulation results of first and second order modes of dynamic test equipment of rotor airfoil in high speed wind tunnel

旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置模態(tài)仿真結果顯示，其前4階模態(tài)的固有頻率分別為85.26，87.90，104.78和138.78 Hz，均高于動態(tài)試驗的振蕩頻率，說明整個裝置滿足動力學設計要求。

2 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)設計

2.1 控制系統(tǒng)軟、硬件設計

旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的控制系統(tǒng)采用上位機/下位機控制方式，其框架如圖10所示。上位機使用工業(yè)控制計算機，基于LabVIEW平臺開發(fā)控制程序，下位機為西門子Simotion D運動控制器。上位機與下位機之間通過傳輸控制協(xié)議（transmission control protocol/internet protocol，TCP/IP）通信。

圖10 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)框架Fig.10 Control system framework of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

下位機通過運動控制器實現(xiàn)對永磁同步伺服電機的控制，多個運動控制器的功能直接被集成到工控機上的驅動系統(tǒng)SINAMICS S120軟件中，可同時實現(xiàn)多個伺服電機的運動控制及相應功能。上位機的軟件結構如圖11所示，主要包括數(shù)據(jù)管理模塊、運動控制模塊和人機交互界面。用戶通過在人機交互界面上進行操作來完成系統(tǒng)零位、控制參數(shù)和運動參數(shù)（振蕩幅值、振蕩頻率）等的設定，還可實時監(jiān)控動態(tài)試驗裝置的運行狀態(tài)，以及將旋翼翼型試驗模型的運行角度，伺服電機的溫度、扭矩等反饋給操作人員。此外，在運動超限、過載及設備劇烈振動等情況時還可顯示報警信息。圖12所示為所開發(fā)的旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)的人機交互界面。

圖11 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)上位機軟件結構Fig.11 Upper computer software structure of control system of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

圖12 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)人機交互界面Fig.12 Human-machine interface of control system of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

2.2 控制精度驗證

為確保旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的精度，在旋翼翼型試驗模型的偏轉軸上安裝電位計，通過電位計實時反饋的電壓來測量旋翼翼型試驗模型的偏轉角度。電位計選用德國公司生產(chǎn)的Novotechnik角位移傳感器，其主要參數(shù)如表4所示。圖13所示為旋翼翼型試驗模型俯仰振蕩幅值為3°、振蕩頻率為2 Hz、平衡迎角為0°時電位計反饋的電壓隨時間的變化曲線。由圖可知，電壓的變化曲線平滑連續(xù)且諧波分布均勻，波形重復性良好。將圖13所示的電壓信號轉換為旋翼翼型試驗模型的角位移，可得其振蕩幅值的控制精度優(yōu)于0.1°，振蕩頻率的控制精度優(yōu)于0.05 Hz，平衡迎角的控制精度高于0.1°，說明該動態(tài)試驗裝置具有較高的控制精度。

表4 Novotechnik角位移傳感器的主要參數(shù)Table 4 Main parameters of Novotechnik angular displacement sensor

圖13 電位計反饋電壓隨時間的變化曲線Fig.13 Change curve of potentiometer feedback voltage with time

3 風洞試驗

基于弦長為0.21 m的CRA309旋翼翼型試驗模型，在FL-20風洞中開展相關試驗。

3.1 性能考核試驗

為考核所研制的旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的運動性能，在馬赫數(shù)為0.2、旋翼翼型試驗模型俯仰振蕩幅值為10°、平衡迎角為0°和振蕩頻率不同的工況下開展試驗。圖14所示為振蕩頻率為17 Hz時旋翼翼型試驗模型的升力系數(shù)CL隨迎角α的變化曲線。結果顯示：當振蕩頻率為17 Hz時，該動態(tài)試驗裝置仍能較好地控制旋翼翼型試驗模型的振蕩參數(shù)，其升力系數(shù)的變化趨勢正常，符合預期。由此說明，該動態(tài)試驗裝置的最大振蕩頻率可達到17 Hz，超過設計所要求的15 Hz，這在國際同類試驗裝置中處于領先水平，可為旋翼翼型非定常動態(tài)氣動特性的研究提供有力的設備支撐。

圖14 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置運動性能考核結果（振蕩頻率為17 Hz）Fig.14 Motion performance assessment result of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel(with oscillation frequency of 17 Hz)

為考核旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的增壓性能，在風洞增壓2.0倍、馬赫數(shù)為0.6，旋翼翼型試驗模型俯仰振蕩幅值為8°、振蕩頻率為10 Hz、平衡迎角為5°的工況下開展試驗，結果如圖15所示。此時的風洞試驗雷諾數(shù)達到5×106（以旋翼翼型試驗模型的弦長為參考長度），已滿足真實直升機旋翼后行槳葉區(qū)域動態(tài)失速對雷諾數(shù)的要求，從而進一步擴展了動態(tài)試驗裝置的模擬能力。

圖15 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置增壓性能考核結果Fig.15 Pressurization performance assessment result of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

3.2 同步測力測壓試驗

為對比表面動態(tài)壓力測量和雙天平動態(tài)載荷測量的差異，并驗證結合2種測量手段的可行性，分別在靜態(tài)和動態(tài)試驗條件下開展了旋翼翼型試驗模型同步測力測壓試驗，對比其在不同迎角α下的升力系數(shù)CL。其中，動態(tài)試驗是在旋翼翼型試驗模型俯仰振蕩幅值為5°、振蕩頻率為2 Hz和平衡迎角為5°的工況下開展的。典型的試驗結果如圖16所示，結果顯示，通過表面測壓和雙天平測力所獲得的旋翼翼型試驗模型的靜、動態(tài)升力系數(shù)變化曲線在失速前的一致性良好，說明2種測量方式可互為驗證和補充。

圖16 旋翼翼型試驗模型同步測力測壓結果對比Fig.16 Comparison of synchronous force measurement and pressure measurement results of rotor airfoil test model

靜態(tài)試驗結果顯示，當旋翼翼型試驗模型的迎角超過靜態(tài)失速迎角后，基于靜態(tài)測壓獲得的升力系數(shù)較基于靜態(tài)測力獲得的有大幅度的下降，這是因為當發(fā)生流動分離時，旋翼翼型試驗模型表面的氣流沿展向方向的分布出現(xiàn)不均現(xiàn)象，使得測壓結果與測力結果出現(xiàn)一定程度的偏差。

綜合旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的性能考核結果以及同步測力測壓試驗結果可知，其性能滿足要求，且試驗數(shù)據(jù)可靠、規(guī)律合理；旋翼翼型試驗模型的振蕩頻率達國際領先水平。旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的實際技術指標如表5所示。

表5 旋翼翼型高速風洞動態(tài)試驗裝置的實際技術指標Table 5 Actual technical indexes of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

4 結 論

1）創(chuàng)新性地提出了采用雙端同步驅動旋翼翼型試驗模型的方式，并設計了特有的無急回曲柄連桿機構、平衡迎角調(diào)節(jié)機構、振蕩幅值調(diào)節(jié)機構，提高了動態(tài)試驗中的振蕩頻率；開展了模態(tài)分析，確保了動態(tài)試驗裝置的安全可靠性；設計了高精度的控制系統(tǒng)，提升了動態(tài)試驗裝置的運動控制精度。

2）采用雙天平動態(tài)載荷測量結合表面動態(tài)測壓的方式，實現(xiàn)了旋翼翼型氣動載荷的精確測量。典型工況下的試驗數(shù)據(jù)顯示，測力、測壓結果的一致性良好，規(guī)律符合預期，結果精確可靠，表明所研制的動態(tài)試驗裝置滿足直升機旋翼翼型動態(tài)特性試驗評估的要求。

3）突破了國內(nèi)旋翼翼型動態(tài)試驗技術發(fā)展的瓶頸，對于所研制的動態(tài)試驗裝置，當旋翼翼型試驗模型的俯仰振蕩幅值為10°時，其最大振蕩頻率達到17 Hz，最高試驗馬赫數(shù)突破0.6，雷諾數(shù)突破5×106。

高速風洞動態(tài)試驗裝置的研制提高了旋翼翼型動態(tài)試驗的能力，標志國內(nèi)在旋翼翼型動態(tài)試驗研究領域達到國際領先水平，這可為旋翼翼型動態(tài)失速問題的深入研究提供重要技術支撐。