楊征, 邵天雙, 劉向楠, 王玉琢, 劉實(shí), 劉興旺

(1.中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 哈爾濱 150001; 2.低速高雷諾數(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 哈爾濱 150001)

隨著航空技術(shù)、信息技術(shù)、新材料技術(shù)等的快速發(fā)展,常規(guī)直升機(jī)技術(shù)已經(jīng)非常成熟,高速化是直升機(jī)最重要的發(fā)展方向之一,目前高速直升機(jī)構(gòu)型主要以共軸剛性旋翼+推進(jìn)式螺旋槳的復(fù)合構(gòu)型和傾轉(zhuǎn)式旋翼機(jī)兩種布局形式為代表,兩種構(gòu)型均結(jié)合了直升機(jī)和螺旋槳飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn),可使直升機(jī)的最大飛行速度超過450 km/h。高速直升機(jī)在旋翼氣動設(shè)計(jì)、動力學(xué)分析與飛行控制等方面與常規(guī)直升機(jī)存在極大差異,先進(jìn)的風(fēng)洞試驗(yàn)是解決高速直升機(jī)氣動問題最可靠的研究與驗(yàn)證手段。

共軸剛性旋翼源于20世紀(jì)60年代提出的前行槳葉概念(advancing blade concept,ABC)[1],在ABC旋翼概念的基礎(chǔ)上,美國西科斯基公司采用鈦合金制造旋翼槳葉,逐步發(fā)展形成共軸剛性旋翼構(gòu)型高速直升機(jī)[2]。武上景等[3]基于共軸剛性推力復(fù)合式高速直升機(jī)飛行動力學(xué)模型開展了高速直升機(jī)操縱冗余問題研究,可為未來前行槳葉概念高速直升機(jī)設(shè)計(jì)提供參考。中外現(xiàn)有的共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺主要包括分離式和組合式兩種形式。美國西科斯基公司在早期建立了XH-59A共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺,包括1/10縮比尺寸及全尺寸試驗(yàn)臺,并分別在UTRC PWT風(fēng)洞和NFAC全尺寸風(fēng)洞開展了風(fēng)洞試驗(yàn),初步驗(yàn)證了前行槳葉概念技術(shù)的可行性[4-7]。隨后研制出XH-59A技術(shù)驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行了大量試飛試驗(yàn),繼XH-59A之后,S-97“侵襲者”5噸級驗(yàn)證機(jī)[8]以及13噸級高速直升機(jī)SB-1“無畏”號[9]在同一共軸旋翼試驗(yàn)臺上開展了一系列風(fēng)洞試驗(yàn),提供了氣動性能和飛行動力學(xué)改進(jìn)優(yōu)化的重要依據(jù)。2005年,美國陸軍航空飛行動力學(xué)委員會設(shè)計(jì)了小型共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺,將全模型尺寸的共軸旋翼懸停性能數(shù)據(jù)與CAMRAD II預(yù)測的自由渦尾跡分析進(jìn)行了比較[10]。德克薩斯大學(xué)奧斯汀分校介紹了縮比模型共軸旋翼在有升力偏置情況下的懸停和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[11]。中國對高速共軸剛性旋翼的研究正處于快速發(fā)展階段,中國空氣動力研究與發(fā)展中心依托Φ3.2 m風(fēng)洞開展了共軸剛性對轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)臺的研制,該試驗(yàn)臺可進(jìn)Φ2 m量級雙旋翼模型的槳尖馬赫數(shù)相似試驗(yàn)[12];中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所依托其8×6 m低速風(fēng)洞,利用Φ4 m直徑共軸剛性旋翼縮比模型開展了懸停及前飛狀態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)研究[13]。黃明其等[14]對中外共軸剛性旋翼試驗(yàn)設(shè)施及相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了介紹,對共軸剛性旋翼在風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備建設(shè)、研究能力拓展及試驗(yàn)結(jié)果應(yīng)用等方向提出了發(fā)展思考?；诖?針對Φ1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺的主要技術(shù)指標(biāo)開展總體方案設(shè)計(jì)工作,開展測力天平系統(tǒng)和試驗(yàn)臺地面動特性測試的關(guān)鍵技術(shù)研究,旨在解決備受關(guān)注的“地面共振”問題,最終通過模型試驗(yàn)驗(yàn)證共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺研制的可靠性。

1 1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺設(shè)計(jì)

1.1 風(fēng)洞

FL-52氣動聲學(xué)風(fēng)洞是一座回流式低速風(fēng)洞,配備有開、閉口試驗(yàn)段,定位于世界先進(jìn)的研究型性航空聲學(xué)風(fēng)洞。主要用于飛行器部件氣動噪聲機(jī)理與特性研究、氣動噪聲抑制技術(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證、新型氣動噪聲測量技術(shù)研究等。試驗(yàn)段尺寸為2 m×1.5 m×6.3 m,閉口試驗(yàn)段最高風(fēng)速110 m/s,開口試驗(yàn)段最高風(fēng)速100 m/s,消聲室尺寸為16 m×11.5 m×15.5 m,背景噪聲為75 dBA(開口風(fēng)速80 m/s),該風(fēng)洞的建成為中國直升機(jī)型號的研制提供了一個新的試驗(yàn)研究平臺。

1.2 主要技術(shù)指標(biāo)

1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺主要由支撐臺架、動力與傳動裝置、主軸傾斜裝置、旋翼操縱裝置、槳葉模型、測力天平、信號傳輸裝置、數(shù)據(jù)采集與處理子系統(tǒng)、控制與監(jiān)視子系統(tǒng)等組成。采用單臺水冷電機(jī)驅(qū)動,通過減速器、聯(lián)軸器、傳動軸、扭矩天平分別與上、下旋翼槳轂連接,驅(qū)動兩副旋翼共軸反轉(zhuǎn)。每副旋翼由一套自動傾斜器獨(dú)立控制,各自配備一臺旋翼天平和扭矩天平,可實(shí)現(xiàn)兩副旋翼氣動力獨(dú)自測量。采用無線遙測方式進(jìn)行旋轉(zhuǎn)信號的采集與傳輸。試驗(yàn)臺主要技術(shù)指標(biāo)如表1所示。

表1 主要技術(shù)指標(biāo)Table 1 Main technical specification

1.3 總體方案設(shè)計(jì)

通過對試驗(yàn)臺進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì),各個系統(tǒng)可以靈活方便地拆裝,滿足風(fēng)洞開口試驗(yàn)段試驗(yàn)任務(wù)的需求。試驗(yàn)臺主要組成如圖1所示。FL-52風(fēng)洞試驗(yàn)段中心標(biāo)高4.5 m,試驗(yàn)臺安裝在風(fēng)洞現(xiàn)有的模型支撐平臺上,槳轂中心距試驗(yàn)段入口1.72 m,支撐平臺上表面距地面高度1.2 m。

圖1 1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺總體方案Fig.1 Overall scheme of 1.5 m diameter coaxial rigid rotor test stand

1.4 子系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)

1.4.1 支撐臺架

支撐臺架安裝于現(xiàn)有支撐平臺上,用于支撐整個試驗(yàn)臺及安裝主軸傾轉(zhuǎn)支座等。支撐臺架總體尺寸1 220 mm×1 180 mm×1 610 mm,采用80 mm×80 mm×5 mm的矩形鋼管焊接制成。支撐臺架安裝主軸傾轉(zhuǎn)支座后總高度為2 035 mm,上表面設(shè)置準(zhǔn)接口,能夠與主軸傾轉(zhuǎn)裝置進(jìn)行快速定位安裝;連接板具有足夠的剛強(qiáng)度,以滿足旋翼試驗(yàn)時的靜、動態(tài)特性需求,表面采用機(jī)加工藝;支撐臺架與現(xiàn)有試驗(yàn)平臺采用螺栓連接,上安裝面與主軸傾轉(zhuǎn)支座采用螺栓連接,通過圓柱銷定位方式,確保連接快速,可靠,穩(wěn)定。

1.4.2 驅(qū)動與傳動裝置

驅(qū)動與傳動裝置為主旋翼提供動力源,驅(qū)動電機(jī)為國產(chǎn)成品高功率密度、非工頻8極永磁同步水冷變頻電機(jī),驅(qū)動上、下旋翼按照給定轉(zhuǎn)速等速反向旋轉(zhuǎn),并可通過改變上、下旋翼間距來研究槳盤間距對旋翼性能的影響。

傳動裝置包含變速箱、聯(lián)軸器、傳動軸、配套軸承和支撐箱體等。通過高精度變頻器驅(qū)動變頻電機(jī),電機(jī)通過聯(lián)軸器、變速箱、傳動軸、扭矩天平帶動旋翼旋轉(zhuǎn)。下旋翼驅(qū)動路線為:電機(jī)-聯(lián)軸器-主減速箱-外傳動軸-下旋翼扭矩天平-下旋翼軸-下槳轂-下旋翼;上旋翼驅(qū)動路線為:電機(jī)-聯(lián)軸器-主減速箱-內(nèi)傳動軸-上旋翼扭矩天平-上旋翼軸-上旋翼高度調(diào)節(jié)軸-上槳轂-上旋翼。傳動裝置中所有連接采用止口定位,定位誤差<0.1 mm,聯(lián)軸器與傳動軸采用漸開線花鍵連接,所有轉(zhuǎn)動件動平衡品質(zhì)為G1.0。

1.4.3 主軸傾轉(zhuǎn)裝置

主軸傾轉(zhuǎn)裝置用于改變旋翼軸傾斜角度,實(shí)現(xiàn)改變模型攻角的作用。主軸傾轉(zhuǎn)裝置下方與支撐臺架相連,上部承載動力與傳動裝置,由支撐架、伺服電動缸、伺服電機(jī)及驅(qū)動器組成。采用單搖臂機(jī)構(gòu),通過驅(qū)動器控制伺服電機(jī),改變伺服電動缸伸縮長度來控制旋翼軸傾角的變化,通過傾角傳感器和網(wǎng)絡(luò)通信實(shí)現(xiàn)軸傾角閉環(huán)控制,主軸傾斜裝置角度變化范圍為-15°～+5°,精度為±0.1°。

1.4.4 旋翼操縱裝置

旋翼操縱裝置用于對上、下旋翼的總距和周期變距進(jìn)行獨(dú)立控制,達(dá)到調(diào)整旋翼升力和配平的作用。上、下旋翼各由一套旋翼操縱裝置控制,每套操縱裝置由旋翼軸、槳轂、自動傾斜器、伺服電動缸、伺服電機(jī)及配套的驅(qū)動器、變距拉桿及其他旋翼操縱控制裝置附件等組成。每套操縱裝置利用3臺相同的伺服電動缸作為動力源驅(qū)動自動傾斜器的不動環(huán)沿旋翼軸上、下運(yùn)動,自動傾斜器動環(huán)與不動環(huán)采用軸承連接,動環(huán)與各槳葉通過變距拉桿連接,從而帶動旋翼各槳葉實(shí)現(xiàn)槳距角的變化。旋翼操縱裝置可實(shí)現(xiàn)總距角-2°～+13°、縱向周期變距-10°～+10°、橫向周期變距-10°～+10°的變距調(diào)整,通過優(yōu)化的操作矩陣標(biāo)定算法,上旋翼變距控制精度±0.2°,下旋翼變距控制精度為±0.1°。

1.4.5 測量與采集系統(tǒng)

測量與采集系統(tǒng)用于測量不同試驗(yàn)狀態(tài)下兩副旋翼產(chǎn)生的氣動力和力矩。由天平系統(tǒng)(包括旋翼天平、旋翼扭矩天平)、信號傳輸裝置等組成。旋翼天平采用六分量框式天平結(jié)構(gòu)形式,由固定框、浮動框、傳感器、安全鎖緊裝置等組成。上旋翼天平和下旋翼天平的主體結(jié)構(gòu)尺寸基本相同。在天平上、下框之間設(shè)置7個測量元件。4個法向力元件相對天平中心對稱布置,用于測量旋翼的法向力(拉力)、滾轉(zhuǎn)力矩與俯仰力矩;兩個橫向力元件也是對稱設(shè)置,用于測量旋翼的橫向力與旋翼主軸軸承的摩擦力矩;一個軸向力元件設(shè)置在天平前端,用于測量旋翼的后向力。扭矩天平為單分量應(yīng)變天平,兩端通過彈性聯(lián)軸器串聯(lián)在旋翼軸上,天平中段為測量元件,兩端為連接法蘭。為減小軸向力和周期性彎矩對扭矩測量的耦合干擾,扭矩天平采用對稱結(jié)構(gòu)的四組帶支撐片的懸臂梁測量元件。

信號傳輸裝置用于傳遞各類天平、振動、溫度等各類測量與監(jiān)控信號,由無線采集設(shè)備、滑環(huán)、接線盒、傳輸線纜與接插件等裝置組成。非旋轉(zhuǎn)類信號通過信號線纜傳至數(shù)據(jù)采集設(shè)備,旋轉(zhuǎn)類信號采用無線遙測設(shè)備與滑環(huán),結(jié)合信號調(diào)理、放大、濾波的前置信號放大器將其傳送至數(shù)據(jù)采集主機(jī)?；h(huán)用于上旋翼的旋轉(zhuǎn)信號傳輸,采用非標(biāo)定制,信號通道共24環(huán)路。下旋翼扭矩天平信號、變距拉桿載荷監(jiān)視信號、槳葉變形載荷監(jiān)視信號等采用無線采集系統(tǒng)實(shí)時測量。無線數(shù)據(jù)采集前端模塊是具有信號放大、模數(shù)轉(zhuǎn)換(analog/digital)、數(shù)據(jù)運(yùn)算處理、無線通信功能的采集模塊的統(tǒng)稱,采集模塊由高精度16位工業(yè)級模數(shù)轉(zhuǎn)換芯片、32 位ARM處理器(advanced RISC machine)、工業(yè)級無線通信芯片、鋰電池等組成。采集前端模塊功耗超低,休眠電流<5 μA,無線傳輸距離可達(dá)到50 m以上。采集系統(tǒng)基于面向儀器系統(tǒng)的PCI擴(kuò)展(PCI extensions for instrumentation)總線搭建,計(jì)數(shù)通道8通道(并行),計(jì)數(shù)器分辨率32位,最高計(jì)數(shù)頻率80 MHz,最高40通道I/O(I/O channel)通道,可以同時執(zhí)行三路高速直接存儲器訪問(direct memory access)傳輸。

2 關(guān)鍵技術(shù)

1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺研制過程中,重點(diǎn)解決了測力天平系統(tǒng)設(shè)計(jì)等問題,同時通過試驗(yàn)臺地面模態(tài)測試及動平衡調(diào)整,排除了試驗(yàn)臺工作轉(zhuǎn)速頻率與固有頻率的共振關(guān)聯(lián)性。

2.1 測力天平系統(tǒng)設(shè)計(jì)

測力天平用于測量不同試驗(yàn)狀態(tài)下兩副旋翼各自產(chǎn)生的氣動力和力矩。天平系統(tǒng)由2臺旋翼天平和2臺扭矩天平組成。下旋翼的漿轂載荷通過下旋翼軸承座傳遞到下旋翼天平,下旋翼軸扭矩通過串接在下旋翼軸和上箱體輸出軸之間的扭矩天平測量。上旋翼軸承座布置在空心的下旋翼軸中心,下端固定在上旋翼天平上,上旋翼軸扭矩通過串接在上旋翼軸和下箱體輸出軸之間的扭矩天平測量。由于下旋翼軸內(nèi)部空間限制上旋翼軸承座的高度,上旋翼軸上段呈懸臂支撐,考慮到上旋翼軸的彈性變形,在上旋翼軸和下旋翼軸之間留有足夠間隙,以保證上下旋翼的單獨(dú)測力。

2.1.1 旋翼天平設(shè)計(jì)

旋翼天平采用六分量應(yīng)變天平,載荷范圍及校準(zhǔn)精度要求如表2所示,根據(jù)槳轂載荷、天平力矩參考中心與槳轂中心的距離,計(jì)算出上下旋翼天平設(shè)計(jì)載荷。

表2 旋翼天平載荷(槳轂載荷)范圍及校準(zhǔn)精度要求Table 2 Rotor balance load (propeller spinner load) range and calibration accuracy requirements

2.1.2 旋翼天平拉桿強(qiáng)度有限元分析

用傳感器最大計(jì)算載荷核算天平對應(yīng)拉桿的強(qiáng)度[15]。旋翼天平拉桿材料為17-4PH,其拉壓彈性模量E=207×109Pa,剪切彈性模量G=66.64×109Pa,屈服極限σs=1 176×106Pa。由于上下旋翼天平拉桿最小截面尺寸相同,上旋翼升力拉桿載荷最大,因此僅對上旋翼天平升力拉桿強(qiáng)度進(jìn)行校核。上旋翼升力拉桿最大應(yīng)力為76.08 MPa,安全系數(shù)為15.4,結(jié)果如圖2所示。

圖2 升力拉桿網(wǎng)格模型及強(qiáng)度分析結(jié)果Fig.2 Mesh model and strength analysis results of lift rod

2.1.3 旋翼天平模態(tài)分析

在天平設(shè)計(jì)時需考慮振動現(xiàn)象,由于振動會造成結(jié)構(gòu)的共振或疲勞,從而破壞結(jié)構(gòu),因此了解結(jié)構(gòu)本身具有的剛度特性即結(jié)構(gòu)的固有頻率和振型,就可避免在使用中因共振因素造成不必要的損失。模態(tài)分析就是確定天平結(jié)構(gòu)或部件的振動特性,得到天平結(jié)構(gòu)固有頻率和振型的過程。由于上旋翼天平和下旋翼天平結(jié)構(gòu)基本相同,因此僅對上旋翼天平進(jìn)行自由模態(tài)分析,并給出前5階固有振動頻率和振型如表3所示。

2.1.4 扭矩天平強(qiáng)度有限元分析

扭矩天平強(qiáng)度有限元分析結(jié)果如圖3～圖6所示。扭矩天平采用對稱結(jié)構(gòu)的4組帶支撐片的懸臂梁測量元件,可以減小軸向力和周期性彎矩對扭矩測量的耦合干擾。扭矩天平材料采用17-4PH,在其上下法蘭分別施加扭矩載荷和固定約束。

圖3 上旋翼扭矩天平應(yīng)力結(jié)果Fig.3 Stress results of upper rotor torque balance

圖4 上旋翼扭矩天平應(yīng)變結(jié)果Fig.4 Strain results of upper rotor torque balance

圖5 下旋翼扭矩天平應(yīng)力結(jié)果Fig.5 Stress results of lower rotor torque balance

圖6 下旋翼扭矩天平應(yīng)力及應(yīng)變結(jié)果Fig.6 Strain results of lower rotor torque balance

上旋翼扭矩天平最大應(yīng)力為42.31 MPa,安全系數(shù)為27.7,下旋翼扭矩天平最大應(yīng)力為69.24 MPa,安全系數(shù)為16.9。上旋翼扭矩天平最大變形位移為0.025 mm,下旋翼扭矩天平最大變形位移為0.024 mm。

2.2 試驗(yàn)臺地面動特性測試

直升機(jī)旋翼在工作狀態(tài)下會受到氣動力、自身慣性力以及離心力等多種載荷的耦合作用,其振動問題亟需排查是否存在強(qiáng)迫振動和地面共振等問題,試驗(yàn)臺在研制前期已通過結(jié)構(gòu)迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)從理論上避免了振動問題的發(fā)生,然而由于試驗(yàn)臺實(shí)際支撐形式以及結(jié)構(gòu)設(shè)備線纜重量分布等因素的存在,優(yōu)化設(shè)計(jì)理論分析僅可用來參考,后續(xù)試驗(yàn)過程中還需要針對具體的旋翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯ζ淠B(tài)進(jìn)行實(shí)際測試和微調(diào)。因此,采用西門子振動噪聲數(shù)據(jù)采集儀(LMS scadas)測試系統(tǒng)對試驗(yàn)臺開展了模態(tài)分析,如圖7所示,通過布置加速度傳感器,建立動力學(xué)分析模型,設(shè)置分析參數(shù)等過程,采用力錘激勵法得到了試驗(yàn)臺水平在兩個方向的模態(tài)屬性,測試結(jié)果如表4所示。共軸旋翼試驗(yàn)臺額定轉(zhuǎn)速1 500 r/min,對應(yīng)轉(zhuǎn)速頻率為25 Hz,從模態(tài)測試結(jié)果可知,試驗(yàn)臺X向和Y向一階固有頻率均避開了25 Hz,Y向三階固有頻率雖與25 Hz相近,由于階數(shù)較高不能導(dǎo)致試驗(yàn)臺出現(xiàn)強(qiáng)迫振動和“地面共振”,后續(xù)也通過動平衡測試以及振動數(shù)據(jù)監(jiān)測對此進(jìn)行了驗(yàn)證,當(dāng)試驗(yàn)臺旋翼轉(zhuǎn)速為1 500 r/min時,在懸停及前飛狀態(tài)下,振動最大值均小于0.2g,滿足試驗(yàn)安全標(biāo)準(zhǔn)。

圖7 共軸旋翼試驗(yàn)臺模態(tài)測試Fig.7 Mode testing of coaxial rotor test stand

表4 共軸旋翼試驗(yàn)臺模態(tài)測試結(jié)果Table 4 Modal test results of coaxial rotor test stand

3 共軸剛性旋翼模型試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)方案

為了驗(yàn)證共軸旋翼試驗(yàn)臺的性能,采用1.5 m直徑槳葉模型開展風(fēng)洞試驗(yàn),上下旋翼槳葉各4片,上旋翼槳葉順時針旋轉(zhuǎn),下旋翼槳葉逆時針旋轉(zhuǎn),槳葉根切0.14 R,沿0.14～0.33 R布置DBLN526翼型,沿0.45～1 R布置NACA0012翼型,0.33～0.45 R為過渡翼型。槳葉無負(fù)扭轉(zhuǎn),預(yù)錐角3°。開展了懸停和前飛試驗(yàn),懸停試驗(yàn)在上、下旋翼扭矩配平、非配平狀態(tài)下進(jìn)行,前飛試驗(yàn)時固定上旋翼總距,配平升力偏置,同時保證共軸旋翼系統(tǒng)槳轂的俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩及上、下旋翼合扭矩最小,下旋翼總距根據(jù)上、下旋翼扭矩配平得到。

3.2 配平效果

根據(jù)試驗(yàn)臺自身特性,配平過程中采取的配平策略主要包括以下幾點(diǎn):聯(lián)動總距增大,合拉力系數(shù)增大;主軸傾角增大,合阻力系數(shù)增大;聯(lián)動縱向周期變距減小,合俯仰力矩增大;聯(lián)動橫向周期變距增大,合滾轉(zhuǎn)力矩增大;差動橫向周期變距減小,升力偏置增大;差動總距增大,合扭矩增大。針對不同的上旋翼總距,配平指定的升力偏置,同時保證系統(tǒng)俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩及上下旋翼合扭矩最小。表5給出了典型狀態(tài)配平目標(biāo)與配平值對比,可以看出,共軸系統(tǒng)槳轂力矩控制在2 N·m以內(nèi),上下旋翼合扭矩控制在0.5 N·m以內(nèi),升力偏置與目標(biāo)值相比相差±0.01以內(nèi),表明共軸旋翼配平策略是正確的,且取得了較好的配平效果。

表5 前飛配平結(jié)果(θ0U=4°, μ=0.4)Table 5 Trim result of forward flight test (θ0U=4°, μ=0.4)

3.3 懸停氣動特性

為了獲得共軸旋翼懸停性能及上下旋翼干擾特性,開展了不同總距懸停試驗(yàn),圖8給出了上下旋翼扭矩非配平狀態(tài)下上下旋翼功率系數(shù)Cq隨拉力系數(shù)Ct變化關(guān)系,可以看出,相同拉力系數(shù)下,下旋翼功率系數(shù)大于上旋翼,且隨著拉力系數(shù)的增大,功率系數(shù)差量逐漸增大,即懸停狀態(tài)下,下旋翼效率小于上旋翼。

圖8 共軸旋翼功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化(扭矩未配平)Fig.8 Coaxial rotor Cq variation with Ct in hover(torque unbalanced)

圖9給出了上下旋翼扭矩配平狀態(tài)下功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化曲線。圖10給出了扭矩配平狀態(tài)下上旋翼拉力占比情況,可以看出,扭矩配平狀態(tài)下,相同功率上旋翼拉力明顯偏大,與上下旋翼不配平類似,但上下旋翼拉力占總拉力的比值與不配平狀態(tài)明顯不同,配平狀態(tài)下,上下旋翼占比隨著拉力系數(shù)增大基本不變。

圖9 共軸旋翼功率系數(shù)隨拉力系數(shù)變化(扭矩配平)Fig.9 Coaxial rotor Cq variation with Ct in hover (torque balanced)

圖10 懸停上旋翼拉力占總拉力的比值隨拉力系數(shù)變Fig.10 Ratio of upper rotor thrust to total thrust variation with Ct in hover

4 結(jié)論

1.5 m直徑共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺在研制過程中通過測力天平系統(tǒng)設(shè)計(jì)及試驗(yàn)臺地面動特性測試等關(guān)鍵技術(shù),使試驗(yàn)臺整體性能優(yōu)良,結(jié)構(gòu)穩(wěn)定可靠,振動水平較低,使FL-52聲學(xué)風(fēng)洞具備共軸剛性旋翼模型試驗(yàn)研究的能力,提高了中國直升機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的能力和水平。