1 共轴刚性旋翼风洞试验技术要点

1.1　驱动传动技术

共轴刚性旋翼由一对上、下同轴反转的旋翼构成，上、下旋翼转速一致。这要求风洞试验中共轴刚性旋翼模型的上、下旋翼的转速相反，且旋转相位差始终保持一致，转速严格相等。

AMES NFAC开展的全尺寸共轴刚性旋翼直径为12.19 m，最高桨尖马赫数为0.83。使用了2台功率1 118 kW可变转速电机作为动力装置，研制了1台共轴减速箱驱动上、下旋翼共轴反转。减速箱具有2种工作模式：① 两台电机各自分别孤立地驱动上、下旋翼，旋翼反转由电机旋转方向控制；② 两台电机的动力合并输入至减速箱，旋翼反转由减速箱内锥齿轮组实现。以上工作模式可通过减速箱的齿式联轴节切换，试验中始终采用的是后一种传动方式。

图3为AMES NFAC配套的0.303缩比的共轴刚性旋翼/机身组合试验台内部结构。旋翼模型的动力由2台乙二醇冷却的1.1 kW的电机提供，使用1台油冷的2.2 kW共轴传动系统实现旋翼共轴反转。

图3 共轴刚性旋翼缩比试验台内部结构

Fig.3 Interior structure of coaxial test rig

1.2　共轴刚性旋翼联动、差动操纵技术

共轴刚性旋翼的操纵量包含了双旋翼的联动操纵和差动操纵，双旋翼的联动操纵和差动操纵与单旋翼操纵量关系定义如下^[16]。

联动总距

联动纵向周期变距

联动横向周期变距

差动总距

差动纵向周期变距

差动横向周期变距

式中：θ0为双旋翼的联动总距；Δθ0为双旋翼的差动总距；θ0U为上旋翼总距；θ0L为下旋翼总距；A1为双旋翼的联动纵向周期变距；A'1为双旋翼的差动纵向周期变距；A1U为上旋翼的纵向周期变距；A1L为下旋翼的纵为下旋翼的向周期变距；B1为双旋翼的联动横向周期变距；B'1为双旋翼的差动纵向周期变距；B1U为上旋翼的横向周期变距；B1L为下旋翼的横向周期变距。

由上述公式可见，要实现共轴刚性旋翼的联动和差动操纵，在硬件上要求上、下旋翼具有独立的操纵机构驱动上、下旋翼的操纵量产生变化。

在AMES NFAC开展的全尺寸共轴刚性旋翼风洞试验中，使用了两套独立的操纵机构对上、下旋翼进行变距控制。每幅旋翼分别使用3个电动作动器控制，上、下旋翼的做动器通过控制程序同步运动。旋翼联动操纵信号导致上、下旋翼变距值朝着相同的方向运动，旋翼差动操纵信号导致上、下旋翼变距值朝着相反的方向运动。

1.3　上、下旋翼气动力独立测量技术

共轴刚性旋翼在高速前飞时，由前行边桨叶承担了主要升力。升力偏置是风洞试验的一个重要配平目标量，在试验过程中需要实时监测升力偏置情况以实现对升力偏置的调节。

单旋翼的升力偏置定义为

式中：LOS为升力偏置，MX为旋翼滚转力矩，L为旋翼升力，R为旋翼半径。可见，要给出旋翼的升力偏置必须对上、下旋翼的气动力和力矩实现分离测量。

在AMES全尺寸共轴刚性旋翼风洞试验中，使用了一台外式天平测量双旋翼的合气动力和力矩，并在桨叶装备了应变计以测量剖面弯矩和扭转力矩。在上旋翼的升力偏置计算中，上旋翼滚转力矩由桨叶贴片弯矩测量结果给出，上旋翼的升力近似认为是双旋翼合升力的一半。

在AMES风洞开展的缩比的共轴刚性中，配备了2台旋翼天平和2台扭矩天平，上、下旋翼的气动性能是独立测量的。由于天平的安装空间非常紧凑，需要在减速箱和轴承间的有限空间内安装，为准确测量上、下旋翼的气动性能，在天平上的16个位置上加装了加热装置以增强天平的热稳定性。此外，目前正在开展提高旋翼天平测量精度的相关研究工作。

1.4　上、下旋翼间距布局可调整技术

上、下旋翼的间距是共轴刚性旋翼布局设计的重要参数。在开展旋翼气动布局设计之初，需了解旋翼间距参数对旋翼气动干扰特性和阻力特性的影响规律。因此，开展风洞试验研究旋翼间距对了解共轴刚性旋翼气动特性的影响规律具有重要的理论和应用价值。目前，AMES NFAC已开展的共轴刚性旋翼风洞试验中，使用的旋翼间距参数均为定值，未开展变旋翼间距参数的试验。

2 分离式共轴刚性旋翼风洞试验关键技术

2.1　试验总体方案设计

ø3.2 m风洞试验段横截面为圆形，直径为3.2 m。考虑阻塞度和风洞流场品质等因素，试验模型旋翼直径尺寸定为2 m。由于2 m直径旋翼模型尺寸的限制，如采用共轴旋翼常用的内、外轴的安装方式，在上旋翼轴内的有限空间内实现轴内操纵是十分困难的，且会带来桨毂尺寸过大以及天平布置、下旋翼旋转信号传输等一系列难题。因此，ϕ2 m共轴刚性旋翼风洞试验台的研制使用了分离式的总体方案，具有技术成熟可靠、旋翼间距调节方便等特点。

图4为ø2 m共轴刚性旋翼风洞试验台总体方案，试验台安装于ø3.2 m风洞转盘之上，双旋翼中心位于风洞试验段中心。试验台由固定台架、活动台架、主轴倾斜系统、动力电机、共轴传动系统组成，并配套有旋翼天平和旋翼操纵系统。上、下旋翼系统竖直安装于试验台框形活动台架，上、下旋翼均具有各自独立的操纵系统和测力天平，活动台架可绕横轴倾转实现双旋翼轴倾角的变化。试验台实现了双旋翼共轴反转，上、下旋翼联动及差动操纵，上、下旋翼气动性能单独测量等功能。

图4 共轴刚性旋翼风洞试验总体方案

Fig.4 General scheme for coaxial rigid rotor wind tunnel test

2.2　双旋翼驱动、传动技术

按照旋翼风洞试验桨尖马赫数相似的要求，2 m直径缩比共轴刚性旋翼模型额定转速约为2 100 r/min，单幅旋翼最大需用功率约为50 kW。为使上、下旋翼按要求实现共轴反转，且上下旋翼之间的旋转相位差始终保持一致，使用一台150 kW电机作为动力源，由5台减速箱将电机动力等速、反向传递至上、下旋翼。

图5为传动系统的方案示意图。A型减速箱与电机输出轴连接，减速比为2.047 6，将电机的动力输出转换为上、下方向输出，实现动力分流。两个B型减速箱分别分布于A型减速箱的上、下位置，将竖直方向的动力转换为水平方向。两个C型减速箱分别与上、下旋翼轴同轴，将水平方向的动力转换为竖直方向以驱动旋翼旋转。两个B型减速箱的减速比均为0.965 5，两个C型减速箱的减速比均为1.035 7，保证了上、下旋翼旋转速度和旋转相位差始终保持严格一致。

图5 共轴刚性旋翼模型传动方案

Fig.5 Coaxial rigid rotor model transmission scheme

2.3　共轴刚性旋翼操纵技术

上、下旋翼的操纵均由 3个电动作动筒、自动倾斜器、旋翼变距拉杆构成，其结构形式与常规单旋翼试验的操纵系统相同。图6为旋翼操纵系统。

图6 共轴刚性旋翼模型操纵系统

Fig.6 Coaxial rigid rotor model control system

试验中，在共轴刚性旋翼风洞试验操纵软件界面中输入共轴刚性旋翼的联动和差动操纵量，根据式（1）—（6）将共轴刚性旋翼操纵量分解为单旋翼的操纵量，进而分解为两组作动筒的位移量。上位机将作动筒位移命令发送至运动控制器，运动控制器根据位移指令控制伺服驱动器驱动电机运动到达指定位置，实现旋翼模型的总距和周期变距的控制。

2.4　旋翼测力天平研制

研制了两套旋翼天平测力组件，实现对上、下旋翼气动性能的独立测量。每一套测力组件均由一台旋翼天平、一台扭矩天平及配套联轴节组成，如图7所示。旋翼天平采用盒式天平结构形式，在旋翼天平浮动框和固定框中心开通孔，安装扭矩天平和联轴节。扭矩天平采用经典的套筒结构形式，两端通过上、下弹性联轴节分别与旋翼传动轴和减速器输出轴联接。扭矩天平和联轴节均为中空结构，便于内部布置信号线缆。工作时，扭矩天平、联轴节随旋翼轴旋转，扭矩天平的信号线通过滑环传输。

图7 共轴刚性旋翼天平测力组件

Fig.7 Coaxial rigid rotor balance

2.5　旋翼间距布局调整方案

上、下旋翼的间距调节由移动下旋翼安装高度实现。图8为下旋翼下部传动轴组合，下旋翼C型减速箱的输出轴为长花键轴，下旋翼下部的传动轴底端为套筒式花键，两者之间可沿上下滑动，滑动范围最大可达100 mm。通过在C型减速箱上端和下旋翼传动轴承座底端间安装不同高度的垫块，可实现对应的下旋翼安装高度的改变。

图8 下旋翼传动轴安装方式

Fig.8 Lower rotor shaft mounting mode

3 共轴刚性旋翼风洞试验典型试验结果

3.1　变升力偏置前飞试验结果

共轴刚性旋翼变升力偏置风洞试验考核了旋翼操纵系统的联动和差动操纵能力以及上、下旋翼气动力独立测量能力。试验方法为：将双旋翼总距差动值与纵向周期变距差动值设置为零，调节双旋翼总距联动值使双旋翼的合垂向力系数至指定值，调节双旋翼纵向周期变距与横向周期变距的联动值使双旋翼的合俯仰力矩与合滚转力矩近似为零，调节上、下旋翼的横向周期变距差动值使上旋翼的升力偏置至指定值。

图9,10,11为旋翼额定转速下，上旋翼升力偏置扫描的试验结果。随着旋翼升力偏置的增加，上、下旋翼的升力中心均向各自的前行侧移动，产生相同升力的情况下旋翼的总距减小，降低了旋翼的需用功率。另一方面，前行桨叶的高动压加大了该区域内桨叶的气动阻力，导致了双旋翼阻力随升力偏置增加而增加。在高前进比下，旋翼的需用功率随升力偏置的增加显著下降，从而大幅提高了双旋翼的升阻比。

图9 旋翼功率系数随升力偏置的变化规律

Fig.9 The variation of rotor power coefficient with lift offset

图10 旋翼阻力系数随升力偏置的变化规律

Fig.10 The variation of rotor drag coefficient with lift offset

图11 旋翼升阻比随升力偏置的变化规律

Fig.11 The variation of rotor L/D with lift offset

3.2　变间距试验结果

通过改变下旋翼传动轴承座底部的垫块高度（图12），开展了3个旋翼间距下的共轴刚性旋翼气动干扰试验，旋翼间距分别为0.17R，0.20R，0.24R。

图12 变旋翼间距试验

Fig.12 The variation of rotor spacing test

图13,14,15给出了不同旋翼间距下双旋翼的气动性能随前进比变化的试验结果，旋翼间距增大一方面会增加双旋翼的合阻力，另一方面减小了双旋翼间的相互干扰、降低了旋翼需用功率。

图13 不同旋翼间距下旋翼升阻比随旋翼间距变化规律

Fig.13 The variation of rotor L/D with rotor spacing

图14 不同旋翼间距下旋翼功率系数随旋翼间距变化规律

Fig.14 The variation of rotor power coefficient with rotor spacing

图15 不同旋翼间距下旋翼阻力系数随旋翼间距变化规律

Fig.15 The variation of rotor drag coefficient with rotor spacing

4 结论

共轴刚性旋翼具有升力偏置、双旋翼气动干扰等不同于常规旋翼的气动特点。为了在风洞试验中准确模拟共轴刚性旋翼的工作方式、研究气动布局参数对气动干扰的影响规律，要求共轴刚性旋翼风洞试验技术具备上下旋翼等速对转、旋翼间距可调节、升力偏置测量与调节等功能。

为开展ø2 m直径共轴刚性旋翼风洞试验，CARDC发展了分离式共轴刚性旋翼风洞试验技术，该技术具有以下特点：

(1) 提出了分离式旋翼试验台总体方案和框式台体的布局形式，采用了动力分流式的传动方案。在实现共轴刚性旋翼严格同步等速反转的前提下，同时具备了旋翼间距、旋翼交叠角等参数可调节的功能，并实现了试验过程中双旋翼倾角实时同步倾转。

(2) 采用了上、下旋翼气动力独立测量，上、下旋翼独立操纵的方案。通过在数据采集系统中整合双旋翼的气动力，在操纵系统软件中分配双旋翼的操纵值，实现了双旋翼联动和差动变距操纵、旋翼升力偏置的测量与配平调节等功能。

(3) 通过开展风洞试验，验证了该试验技术，表明试验技术具有技术成熟度高、数据重复性精度高、布局调整便利的优点。

ø2 m直径分离式共轴刚性旋翼风洞试验技术为开展共轴刚性旋翼气动布局预研试验、气动机理试验提供了试验条件，为研究旋翼气动布局设计参数、了解旋翼气动特性和流动机理、探索旋翼操纵规律提供了试验技术支撑。

参考文献