袁紅剛，黃明其，彭先敏，章貴川，柳慶林

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

0 引 言

現(xiàn)代軍用和民用直升機都要具備全天候、全地域飛行能力。結(jié)冰是影響直升機飛行安全的一個主要問題，直升機旋翼結(jié)冰使得旋翼槳葉的氣動性能變差，旋翼軸等運動部件在不平衡的狀態(tài)下運轉(zhuǎn)，降低了工作的可靠性[1-5]。直升機旋翼結(jié)冰時，槳葉上冰的不對稱性脫落誘發(fā)的振動，以及短時間內(nèi)主旋翼扭矩的極大增加都會嚴重影響飛行安全，使大多數(shù)軍用和民用直升機的飛行受到限制，不允許在預報結(jié)冰的條件下飛行，降低了直升機飛行任務的效率。世界各國直升機工業(yè)界對結(jié)冰問題極為關(guān)注，我國已將中等結(jié)冰條件下的安全飛行列為新直升機研制的性能指標。

為解決直升機旋翼槳葉結(jié)冰問題，自20世紀中葉起，國外許多機構(gòu)都開展了相關(guān)研究。早期的直升機結(jié)冰研究工作主要是進行飛行試驗驗證。根據(jù)美國聯(lián)邦航空局（FAA）軍用直升機規(guī)范對飛入結(jié)冰區(qū)域的要求，需要在自然結(jié)冰條件下做大量的飛行試驗，而FAA確定的結(jié)冰飛行包線的極端條件在自然界中很難找到。受飛行試驗驗證成本高和耗費時間長的限制，研究者們轉(zhuǎn)向地面試驗和分析預測方法的研究，用人工方法建立必要的驗證條件。風洞試驗是開展直升機旋翼結(jié)冰和防/除冰研究最重要的手段之一[6-18]。近年來，各國在風洞試驗研究方面都取得了較大進展，為了解旋翼結(jié)冰特性奠定了技術(shù)基礎。20世紀80年代以來，以美國NASA為主的直升機結(jié)冰聯(lián)合研究組及法國ONERA等都開始在風洞中進行帶動力旋翼的模型試驗。如在NASA劉易斯研究中心的結(jié)冰研究風洞中測量了不同前進比、軸傾角、槳尖馬赫數(shù)和各種氣象條件對旋翼性能和結(jié)冰厚度的影響，模擬了霜冰、透明冰和混合冰的形成條件，其條件與徑向位置、轉(zhuǎn)速、結(jié)冰時間、溫度、液態(tài)水含量和平均水滴直徑等相關(guān)。為豐富數(shù)據(jù)庫，將試驗條件擴展到包括FAA AC29-2結(jié)冰包線的大量試驗點。這為性能分析提供了高質(zhì)量試驗數(shù)據(jù)，從而能夠詳細地驗證和比較數(shù)值分析模型。在風洞中測量得到的冰粒子脫落軌跡和碰撞能量數(shù)據(jù)與數(shù)值預測程序結(jié)果一致。

在以空氣為介質(zhì)的風洞條件下，通常將旋翼模型設計成部分動力相似模型，以保證對所研究的動力現(xiàn)象有本質(zhì)影響的相似參數(shù)，忽略或近似保證有次要影響的相似參數(shù)，使通過相似模型研究的動力現(xiàn)象得以實現(xiàn)而不致引起較大的偏差。目前用于風洞試驗的旋翼模型通常為槳尖馬赫數(shù)相似。另外，結(jié)冰風洞模型試驗還必須遵循一定的相似準則，完全相似準則包括：繞干燥表面和結(jié)冰表面的流場相似、槳葉對氣動力的作用相似、液體水滴動量相似、出現(xiàn)凍結(jié)處的能量平衡相似和產(chǎn)生冰脫落的力相似等。在結(jié)冰風洞試驗中，通常不可能做到完全相似，但液態(tài)水含量、平均水滴直徑和結(jié)冰時間是重要的相似參數(shù)，需按相似準則進行換算。

我國在直升機旋翼結(jié)冰方面的基礎研究較為薄弱，試驗能力及相關(guān)技術(shù)等才開始建立。本文基于中國空氣動力研究與發(fā)展中心（簡稱：氣動中心）的大型多功能結(jié)冰風洞，發(fā)展了旋翼模型結(jié)冰試驗技術(shù)，以滿足我國直升機旋翼結(jié)冰風洞試驗的需求。首先，與結(jié)冰風洞4.8 m×3.2 m試驗段相配套，研制了2 m直徑旋翼模型風洞試驗系統(tǒng)；其次發(fā)展了旋翼模型結(jié)冰試驗方法和數(shù)據(jù)采集與處理方法，規(guī)范了結(jié)冰試驗的流程；最后采用馬赫數(shù)縮尺動力相似旋翼模型，開展了國內(nèi)首次直升機旋翼模型結(jié)冰試驗，研究了典型工況下旋翼模型的結(jié)冰特性，獲得了結(jié)冰過程中旋翼模型氣動載荷和振動載荷的變化特性。

1 試驗設備

1.1 結(jié)冰風洞

氣動中心的多功能結(jié)冰風洞[19]是一座閉口、高亞聲速、回流式風洞，擁有主、次、高速3個可更換試驗段，其中次試驗段長9.0 m、寬4.8 m、高3.2 m，橫截面為矩形，風速范圍為8～78 m/s，溫度范圍為常溫～–40 ℃、控制精度±0.5 ℃，液態(tài)水含量0.2～3.0 g/m3，平均粒徑10～300 μm。風洞還配套有高度模擬系統(tǒng)，高度范圍為0～7 000 m。

1.2 旋翼模型結(jié)冰試驗系統(tǒng)

直升機旋翼模型結(jié)冰試驗系統(tǒng)與結(jié)冰風洞次試驗段配套搭建，由動力、傳動、主軸傾斜、旋翼操縱、測量、數(shù)據(jù)采集及安全監(jiān)視、旋翼模型等子系統(tǒng)組成，如圖1所示。

圖1 旋翼模型結(jié)冰試驗系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic diagram of icing wind tunnel test system for rotor model

1）動力子系統(tǒng)：主要為旋翼模型高速旋轉(zhuǎn)提供動力，由變頻電機、變頻器、控制器及其控制軟件、上位機及相關(guān)控制軟件等組成，其結(jié)構(gòu)如圖2所示。電機最大驅(qū)動功率90 kW，額定輸出轉(zhuǎn)速6300 r/min，轉(zhuǎn)速控制精度3 r/min。為保障試驗臺的安全運行，在PLC底層控制程序及上位機控制程序中將試驗臺潤滑油車納入整體考慮。潤滑油車包括潤滑油站、試驗臺減速箱溫度監(jiān)測、電機溫度監(jiān)測等部件，主要用于電機的冷卻與減速箱潤滑。

圖2 動力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic diagram of power subsystem structure

2）傳動子系統(tǒng)：主要將動力傳輸給旋翼模型，使旋翼旋轉(zhuǎn)，由臺架機構(gòu)、減速箱、傳動長軸、天平上傳動部件等組成，輸出轉(zhuǎn)速為0～2300 r/min。

3）主軸傾斜子系統(tǒng)：用于改變旋翼的主軸傾角，由上位機、伺服控制器、驅(qū)動器、電機、電動缸等組成，主軸傾角范圍為–20°～15°，控制精度優(yōu)于0.1°。

4）旋翼操縱子系統(tǒng)：主要通過同步精確控制3支電動缸的位移變化，改變旋翼的槳距角，由電動缸、電機及驅(qū)動器、伺服控制器、控制計算機等組成，其結(jié)構(gòu)如圖3所示?？偩喾秶鸀楱C5°～20°，周期變距范圍為–15°～15°，控制精度優(yōu)于0.1°。

圖3 旋翼操縱子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Schematic diagram of rotor operating subsystem

5）測量子系統(tǒng)：主要測量旋翼模型的氣動力和扭矩，由旋翼天平、扭矩傳感器、彈性聯(lián)軸節(jié)等部件組成。旋翼天平最大拉力為3500 N，測量精度為0.01 %。扭矩傳感器量程為500 N?m，環(huán)境溫度范圍為–40～70 ℃。

6）數(shù)據(jù)采集及安全監(jiān)視子系統(tǒng)：由PXI系統(tǒng)組成，采集處理通道為64個。主要用于完成試驗中對旋翼氣動載荷、轉(zhuǎn)速、操縱角度、振動等關(guān)鍵參數(shù)的實時采集、處理、記錄和監(jiān)視報警，同時實時顯示和網(wǎng)絡共享旋翼天平載荷等需要實時控制的參數(shù)，作為配平試驗時調(diào)整模型狀態(tài)的依據(jù)。

7）旋翼模型：包括槳葉、槳轂、自動傾斜器等部件。旋翼模型半徑為1 m，槳尖馬赫數(shù)相似，槳轂型式為無鉸式，每片槳葉標有編號，并在不同徑向位置處設有標記線，以便進行照相記錄和冰形測量。旋翼模型結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 旋翼模型結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Structure of rotor model

2 關(guān)鍵技術(shù)

2.1 不同工況電機與減速器的保護

試驗系統(tǒng)變頻電機采用油冷方式冷卻，與減速箱潤滑一體化設計，設計時考慮了低溫工況的適應性，但最佳工作溫度仍為常溫工況。雖然低溫對電機效率及散熱性而言更有利，但低溫時其機械部件達不到常溫時的工作特性，且減速箱潤滑油及電機冷卻油在低溫下的流動通暢性較差。

在常溫工況下進行試驗時，需要對減速箱及電機進行冷卻。結(jié)冰試驗時，工作環(huán)境溫度為–20 ℃左右，需要對電機及減速箱進行加熱潤滑，以保證其在常溫下正常工作。為同時滿足上述兩種工況，潤滑油車設計時考慮在常溫環(huán)境下用冷凝器對出油進行冷卻，使進入電機和減速器的油液溫度低于常溫，從而實現(xiàn)常溫工況下電機及減速器的冷卻；同時，在油箱中設計兩組4 kW的加熱器，用于對油液加熱，以滿足低溫工況的要求。

結(jié)冰試驗過程的溫度監(jiān)視數(shù)據(jù)表明，電機及減速箱回油溫度分別在41 ℃和48 ℃左右時，電機繞組溫度和減速箱溫度基本保持不變，處于平衡狀態(tài)。

2.2 旋翼操縱子系統(tǒng)的防護

旋翼模型結(jié)冰試驗系統(tǒng)在低溫、高濕度、低壓環(huán)境工作，必須對旋翼操縱子系統(tǒng)的電動缸、線纜和相關(guān)接插件等在耐低溫、防水、氣密性等3方面進行防護處理。

首先，在選型方面，電機套件、滾珠絲杠、接插件和線纜等均選用了耐低溫、防水的型號。軸承、潤滑油、密封圈等附件的選用也考慮了使用環(huán)境的要求。其次，在防護設計上，在電動缸推桿與筒體之間加裝了可伸縮的防冰防水罩，避免推桿結(jié)冰造成卡塞；在電機、編碼器、制動器套件外加上30CrMo材料的防護罩，在與底板的連接處加O型環(huán)密封，線纜從防護罩的側(cè)壁伸出，并用密封膠在出線口進行密封，既保證了電機功率不會損失，又減小了電機整體尺寸。最后，在電動缸表面加噴低溫防水涂層，進一步增強系統(tǒng)的環(huán)境耐受性能。圖5給出了裝有可伸縮防冰防水罩的電動缸示意圖和實物圖。

圖5 電動缸的外形示意圖和實物圖Fig.5 Outline diagram and physical drawing of electric cylinder

2.3 數(shù)據(jù)采集子系統(tǒng)的抗干擾能力

抗干擾是數(shù)據(jù)采集子系統(tǒng)在復雜電磁環(huán)境下的關(guān)鍵能力。旋翼風洞試驗系統(tǒng)由大功率變頻電機驅(qū)動，若不進行抗干擾處理將嚴重影響試驗數(shù)據(jù)質(zhì)量。

采取以下措施可以大大提高數(shù)據(jù)采集子系統(tǒng)的抗干擾能力：一是設計獨立的模擬信號地，并將PXI采集機箱、SCXI信號調(diào)理機箱、程控電源等設備統(tǒng)一連接至模擬信號地，所有線纜的屏蔽層統(tǒng)一在采集機柜一側(cè)單點接地；二是通過UPS不間斷電源將采集機柜用電與現(xiàn)場其他設備用電進行隔離，避免電源線傳播干擾信號；三是合理利用差分信號傳輸方式，應變測力天平輸出的毫伏級模擬電壓信號、正交編碼器輸出的數(shù)字信號利用差分信號傳輸方式，并采用高質(zhì)量雙絞屏蔽線纜降低空間電磁干擾。

3 試驗方法及流程

3.1 試驗方法

旋翼模型結(jié)冰試驗采用定旋翼操縱角的控制模式，即以前進比、拉力系數(shù)等為自變量，按“槳轂力矩最小”原則配平旋翼，固定并保持旋翼操縱值不變；然后設置風洞噴霧耙水氣壓、水氣溫、噴嘴密度和噴霧時間，開啟風洞噴霧系統(tǒng)，進行結(jié)冰試驗，獲得結(jié)冰對直升機旋翼模型氣動性能的影響特性。

在進行結(jié)冰試驗時，降溫需要以一定的風速運行風洞，并且花費的時間較長。為確保旋翼模型安全運行，在降溫過程中，采取旋翼低轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)并實時跟蹤配平方法。這樣既解決了試驗人員多次進出風洞裝卸旋翼模型造成風洞環(huán)境溫度不穩(wěn)定的問題，又減少了風洞降溫時間，提高了試驗效率。

3.2 試驗流程

根據(jù)直升機風洞試驗的特點（旋翼高速轉(zhuǎn)動）并考慮設備安全，在進行直升機結(jié)冰試驗時，風洞動力系統(tǒng)、制冷系統(tǒng)、噴霧系統(tǒng)以及旋翼模型試驗臺等必須遵循一定的啟停順序，具體試驗流程如下[20]：

1）采集各主軸傾角狀態(tài)下所有通道的初讀數(shù)。

2）在旋翼總距、周期變距、主軸傾角均為0°時，啟動旋翼至給定轉(zhuǎn)速安全運行。對于2 m直徑的旋翼模型，通常給定轉(zhuǎn)速不高于500 r/min。

3）提高旋翼總距至5°，設置主軸傾角為前傾5°。

4）啟動風洞制冷系統(tǒng)：啟動風洞至降溫所需風速，通常風速不低于35 m/s，時間約30 min。在降溫和改變風速過程中，旋翼操作人員應根據(jù)監(jiān)視報警系統(tǒng)顯示的參數(shù)實時調(diào)整周期變距，以使槳轂力矩（旋翼俯仰力矩及滾轉(zhuǎn)力矩）、縱向力及側(cè)向力最小，直至風洞環(huán)境溫度降至試驗值并穩(wěn)定。

5）旋翼轉(zhuǎn)速升至試驗轉(zhuǎn)速，調(diào)節(jié)風速至所需試驗風速，改變風速的過程中，旋翼操作人員應根據(jù)監(jiān)視報警系統(tǒng)顯示的參數(shù)實時調(diào)整周期變距，以使槳轂力矩（旋翼俯仰力矩及滾轉(zhuǎn)力矩）、縱向力及側(cè)向力最小。

6）按試驗條件要求操縱旋翼，改變主軸傾角，達到試驗狀態(tài)后采集非結(jié)冰環(huán)境下各通道信號，處理并輸出結(jié)果，直至按要求時間完成采集。

7）按設置好的風洞噴霧耙水氣壓、水氣溫、噴嘴密度和噴霧時間，啟動風洞噴霧系統(tǒng)，采集結(jié)冰環(huán)境下各通道信號，處理并輸出結(jié)果，直至噴霧結(jié)束停止采集。

8）降低旋翼總距至5°（只要保持旋翼拉力為正即可），逐漸減小風洞風速，同時注意調(diào)整周期變距使槳轂力矩最小，降低總距至0°，主軸傾角回到0°，確認風速完全為零后，旋翼停車。

9）待旋翼完全停止后，進入試驗段拍攝模型積冰照片，記錄并測量冰形狀況。

10）除去模型表面積冰（加熱方式），并以干布擦掉模型表面剩余水滴，確保模型表面干潔。

11）重復以上步驟，直至完成試驗項目。

12）風洞制冷系統(tǒng)停車，拆除旋翼槳葉。啟動風洞至回溫所需風速，通常用于風洞回溫的風速不低于50 m/s。待風洞環(huán)境溫度恢復常溫，風洞停車，試驗結(jié)束。

4 試驗情況及分析

按照上述試驗方法，開展了國內(nèi)首期旋翼模型結(jié)冰風洞試驗，研究了旋翼模型結(jié)冰特性，獲得了結(jié)冰過程中旋翼模型氣動載荷、振動載荷的變化特性以及真實有效的槳葉冰形二維輪廓和三維結(jié)構(gòu)。旋翼模型結(jié)冰試驗照片如圖6所示，旋翼槳葉結(jié)冰效果如圖7所示。

圖6 旋翼模型結(jié)冰試驗照片F(xiàn)ig.6 Icing wind tunnel test of rotor model

圖7 旋翼槳葉結(jié)冰照片F(xiàn)ig.7 Icing photo of rotor blade model

4.1 數(shù)據(jù)采集與處理

氣動載荷數(shù)據(jù)采集在旋翼模型達到試驗要求的狀態(tài)時進行，采用方位角同步觸發(fā)采集，每圈64個點，采集樣本的長度根據(jù)試驗任務要求確定。

對于旋翼模型結(jié)冰試驗，按采樣頻率采集旋翼氣動性能數(shù)據(jù)，在采集非結(jié)冰狀態(tài)數(shù)據(jù)不少于10 s后，再按要求完成結(jié)冰時間內(nèi)的數(shù)據(jù)采集。將每4圈原始數(shù)據(jù)作為一個樣本進行平均處理并保存，計算得出相應的工程量并輸出，從而獲得整個結(jié)冰過程中旋翼性能的時間歷程結(jié)果，包含非結(jié)冰工況和結(jié)冰工況下的試驗結(jié)果。

4.2 旋翼模型振動情況分析

試驗過程中，旋翼模型的振動情況可通過旋翼天平測量的阻力和側(cè)力的一階動態(tài)量來反映，圖8給出了某試驗車次旋翼模型阻力X和側(cè)力Z的一階動態(tài)量幅值的變化歷程。可以看出，每一次冰脫落都會引起振動量突變，其中阻力方向的最大振動量是結(jié)冰前4倍左右，側(cè)力方向的最大振動量是結(jié)冰前10倍左右，因此，試驗中必須全程監(jiān)視旋翼載荷及模型的振動情況，達到安全閾值時啟動自動保護，確保試驗的安全。

圖8 結(jié)冰工況旋翼模型振動量變化歷程Fig.8 Variation of rotor model vibration under icing condition

4.3 典型試驗結(jié)果及質(zhì)量評估

由于不能控制氣象條件，重復性一直是結(jié)冰飛行試驗的一大難題。云霧的形成過程是非線性的，而且?guī)缀醪豢芍貜汀Ｊ聦嵣?，在同樣的初始條件下，液滴的濃度和分布也會有很大不同。因此，在結(jié)冰風洞中進行試驗的一大優(yōu)勢是可以人為控制試驗段條件，從而達到合理的重復性。本文按中等結(jié)冰強度環(huán)境條件選取云霧參數(shù)并開展試驗研究[21]，表1為具體的試驗狀態(tài)。

表1 典型試驗狀態(tài)Table 1 Typical test state

圖9給出了結(jié)冰工況下旋翼模型氣動性能的變化趨勢及其重復性試驗結(jié)果。圖中，0≤t≤13 s時間區(qū)間為非結(jié)冰工況下的旋翼性能；13≤t≤193 s時間區(qū)間為結(jié)冰工況下的旋翼性能?？梢钥闯?，在13≤t≤38 s內(nèi)，即結(jié)冰的前25 s內(nèi)，隨著時間的增加，積聚在槳葉表面的冰形不斷變化，旋翼的拉力急劇下降，功率急劇增大，從而導致旋翼性能降低，這與預期的結(jié)果一致。在38≤t≤193 s內(nèi)，旋翼槳葉表面開始出現(xiàn)冰脫落，伴隨著“冰脫落—生成—再脫落—再生成”的過程，旋翼的性能出現(xiàn)較大波動：較小冰條/冰塊脫落過程中，功率有小的減小，拉力有小的增大；稍大冰條/冰塊脫落或多處冰條/冰塊脫落過程中，功率減少更大，拉力增加也更大。

圖9 結(jié)冰工況旋翼性能及重復性試驗結(jié)果Fig.9 Test results of rotor performance and repeatability under icing condition

此外，從圖中還可以看出，旋翼結(jié)冰過程中，在冰脫落之前，兩次試驗的性能數(shù)據(jù)基本一致，重復性較好。出現(xiàn)冰脫落后，旋翼性能變化有一些差別，這主要是由于冰脫落過程帶有一定隨機性造成的?？傮w來講，旋翼模型結(jié)冰試驗的可重復性良好。

5 總 結(jié)

1）在大型多功能結(jié)冰風洞中發(fā)展了2 m直徑旋翼模型結(jié)冰試驗技術(shù)，利用自主研制的直升機旋翼模型結(jié)冰試驗系統(tǒng)，建立了旋翼模型結(jié)冰試驗方法，規(guī)范了試驗流程，形成了完整的直升機旋翼模型結(jié)冰試驗能力。

2）在國內(nèi)首次開展了直升機旋翼模型結(jié)冰風洞試驗，研究了旋翼模型結(jié)冰特性，獲得了結(jié)冰過程中旋翼模型氣動載荷及振動變化特性，數(shù)據(jù)重復性良好。

3）在后續(xù)研究中，可進一步豐富旋翼模型結(jié)冰性能以及冰脫落等方面的風洞試驗數(shù)據(jù)庫，加強數(shù)值模擬研究，提高模型試驗和數(shù)值計算的可信度，并在此基礎上，建立風洞試驗、數(shù)值計算與飛行試驗數(shù)據(jù)的相關(guān)性，為實現(xiàn)直升機全天候安全飛行提供數(shù)據(jù)支撐[22-30]。